航空發(fā)動機壽命延長控制綜述

陳小磊，郭迎清，張書剛

（西北工業(yè)大學(xué)動力與能源學(xué)院，西安 710072）

0 引言

為了滿足飛機高性能的需求，發(fā)動機控制已由簡單的控制燃油流量的機械控制器，發(fā)展到采用先進控制理論的全權(quán)限數(shù)字電子控制器。然而無論采用何種控制系統(tǒng)，首先考慮如何更好地發(fā)揮發(fā)動機的性能，比如：更快的加速性能、更高的穩(wěn)定性，卻很少將發(fā)動機的壽命納入發(fā)動機控制系統(tǒng)的設(shè)計要求中[1-6]。軍用航空發(fā)動機，由于飛機作戰(zhàn)機動性能的需要，應(yīng)該優(yōu)先考慮對發(fā)動機性能的挖掘，但如果能在保持性能基本不變的同時，延長發(fā)動機的壽命，就可以保證發(fā)動機更長的在役時間，增加飛機的作戰(zhàn)效能，降低維修次數(shù)。而民用航空發(fā)動機，當(dāng)然不能忽視其性能，但相比較而言，并不要求民用飛機有非常高的機動性能，而要考慮如何降低其使用費用，減少維修次數(shù)等。目前發(fā)動機及其關(guān)鍵件的壽命問題，一直是在發(fā)動機狀態(tài)監(jiān)控與故障診斷領(lǐng)域中進行，如現(xiàn)在采用的壽命監(jiān)控儀等；發(fā)動機控制領(lǐng)域，只是調(diào)節(jié)控制發(fā)動機本身的工作。而壽命延長控制期望在控制系統(tǒng)中解決壽命問題。

壽命延長控制（Life Extending Control，LEC），從廣義上來講，就是通過修改復(fù)雜系統(tǒng)（比如航空發(fā)動機、火箭發(fā)動機等）控制邏輯或控制硬件，來影響1個或多個壽命因素，從而使得系統(tǒng)的服役壽命得以延長。1991年Lorenzo與Merrill首次在可重復(fù)利用液體火箭發(fā)動機控制中提出壽命延長控制LEC的概念，即在保證火箭發(fā)動機性能不變或有很小損失的前提下，通過改善控制策略，使得發(fā)動機的可重復(fù)利用時間得以延長[7]。之后，美國NASA的各個實驗中心均開展了與壽命延長控制相關(guān)的研究，從2004年以來，在NASA的多份報告中提及航空發(fā)動機的壽命控制，著重分析了發(fā)動機壽命縮短的原因，并提出了相應(yīng)的解決方法[8-11]。國內(nèi)由于在發(fā)動機模型、部件壽命模型以及控制器方面的缺陷，LEC研究起步較晚，2008年，郭迎清教授首次對基于修改加減速控制策略的壽命延長控制進行研究，并取得初步進展[12-13]。本文在總結(jié)國外相關(guān)資料的基礎(chǔ)上，介紹航空發(fā)動機壽命延長控制技術(shù)，對其實現(xiàn)技術(shù)、關(guān)鍵技術(shù)以及LEC控制結(jié)構(gòu)進行詳細分析。

1 壽命延長控制技術(shù)

由于影響發(fā)動機壽命的因素有很多，因此針對不同的原因，所提出的發(fā)動機壽命延長控制技術(shù)也有所不同。從各大航空公司航空發(fā)動機翻修或退役的履歷可以看出，影響發(fā)動機壽命的原因從原理上來講主要有：排氣溫度過高、低循環(huán)疲勞導(dǎo)致壽命限制部件損壞、以及發(fā)動機加速緩慢等[14]。其中排氣溫度過高主要是由于熱端部件性能衰退；而壽命限制部件損壞則主要是因為部件長時間處于高溫、高壓、高轉(zhuǎn)速環(huán)境中，部件上形成較大的熱機械疲勞應(yīng)力；加速緩慢是由各種部件的性能衰退所引起的，其具體原因分析見表1。

20世紀90年代以來，針對上述不同的發(fā)動機翻修或退役原因，美國、歐洲各大航空研究機構(gòu)均開始了對航空發(fā)動機壽命延長控制的研究，所采用的研究方法也不相同，比如：智能加減速控制、主動間隙控制、冷卻調(diào)制、控制策略優(yōu)化[15-16]。

美國NASA利用質(zhì)量功能展開法（Quality Function Deployment，QFD）對現(xiàn)有的壽命延長控制技術(shù)進行分析見表2（LEC主要技術(shù)以及QFD評估點），認為當(dāng)前最有效的2種LEC技術(shù)分別為：智能加減速控制、主動間隙控制。其中智能加減速控制是僅通過修改軟件程序就可以實現(xiàn)的LEC技術(shù)，而主動間隙控制是修改硬件最為有效的方式[17]。

表2 NASA對LEC技術(shù)的QFD評估

1.1 智能加減速控制

航空發(fā)動機由大量部件組成，這些部件在發(fā)動機運行過程中，或多或少都經(jīng)受著不同程度的疲勞損傷的破壞，特別是一些熱端部件。這些疲勞損傷包括：熱機械疲勞、蠕變疲勞、腐蝕疲勞等。以熱機械疲勞為例，由于發(fā)動機在啟動或加減速過程中，渦輪葉片重復(fù)經(jīng)歷高低溫變化，在葉片上形成交變的熱應(yīng)力，經(jīng)過多次循環(huán)過程后，在葉片局部形成微小的裂痕，如果繼續(xù)使用，那么這些裂痕最終將導(dǎo)致葉片的斷裂。智能加減速控制的思想正是希望通過對發(fā)動機控制系統(tǒng)的修改或者優(yōu)化來減少發(fā)動機運行過程中對壽命限制部件的損傷，延長發(fā)動機的壽命。

智能加減速控制是通過對發(fā)動機加減速控制進行優(yōu)化，在保證發(fā)動機基本性能的同時，減少對高壓渦輪的溫度沖擊，這樣就可以減少葉片或輪盤上的熱機械應(yīng)力，從而減少疲勞損傷。美國NASA Glenn研究中心的Ten-Huei Guo領(lǐng)導(dǎo)的科研小組在這方面做了詳細的研究。通過將發(fā)動機高壓渦輪導(dǎo)葉的壽命納入到發(fā)動機加速控制器的優(yōu)化當(dāng)中，在保證發(fā)動機部分加速性能的同時，延長葉片的壽命。試驗結(jié)果表明，在轉(zhuǎn)速上升時間不變的情況下，葉片壽命比原來增加近30%[9]。

1.2 間隙控制

航空發(fā)動機葉尖間隙通常指的是發(fā)動機轉(zhuǎn)子葉片葉尖和機匣之間的徑向間隙。研究發(fā)現(xiàn)，隨著發(fā)動機運行時間的延長，壓氣機和渦輪葉片將出現(xiàn)磨損、葉型改變的現(xiàn)象，葉片與機匣間的間隙變大，部件效率下降，發(fā)動機推力減少。為阻止推力的下降，發(fā)動機供油裝置將增加發(fā)動機的供油量，使得排氣溫度EGT增加。而當(dāng)前排氣溫度是航空發(fā)動機退役的1個重要指標(biāo)，排氣溫度過高說明發(fā)動機性能大幅度下降，會極大地降低其經(jīng)濟性，同時也會造成大量的空氣污染。

葉尖間隙控制的思想就是通過開環(huán)控制或者閉環(huán)控制，將壓氣機和渦輪間隙維持在較為合理的水平上，即可以保證發(fā)動機各部件效率，同時也可以避免葉片與機匣發(fā)生碰磨。近30年來，隨著民用航空的蓬勃發(fā)展，各大研究機構(gòu)均開展了對葉尖間隙控制的研究，以期可以延長發(fā)動機在役時間，降低使用成本，其主要方法為：被動間隙控制、主動間隙控制。其中被動間隙控制研究較早，它是根據(jù)發(fā)動機運行數(shù)據(jù)記錄，找出葉尖間隙變化的規(guī)律，然后確定出某個工作點（通常是啟動或加速狀態(tài)）的間隙值，然而這個間隙值在發(fā)動機巡航狀態(tài)時會有些偏大。20世紀70年代末至80年代初，發(fā)動機制造商開始使用主動間隙控制，通過對葉片或機匣進行冷卻或加熱，來改變?nèi)~尖間隙，保證在發(fā)動機運行過程中的各個工作點，都有1個合適的間隙，但主動間隙控制系統(tǒng)不能適應(yīng)發(fā)動機性能的退化。

近年來，隨著數(shù)字控制電子器的使用和高性能傳感器的出現(xiàn)，出現(xiàn)了智能主動間隙控制系統(tǒng)。2004年，GE公司全球研發(fā)中心的Mark Baptista等人提出基于模型的間隙控制系統(tǒng)，該系統(tǒng)是通過收集發(fā)動機運行時的參數(shù)，與FADEC中的實時運行的發(fā)動機非線性模型輸出參數(shù)比較，得到發(fā)動機退化的水平，進而修改主動間隙控制的控制量[18]。2007年，T.Pfister等人利用光纖激光多普勒位移傳感器測量高壓渦輪葉尖間隙，從而形成1個閉環(huán)控制系統(tǒng)。2007年，清華大學(xué)的豈興明利用現(xiàn)有發(fā)動機傳感器的信號（溫度、壓力、轉(zhuǎn)速傳感器），通過原先設(shè)定好的程序，實時計算出渦輪間隙值，對間隙進行控制[19]。

從發(fā)表的相關(guān)論文來看，當(dāng)前發(fā)動機間隙控制的關(guān)鍵在于對間隙的估算或者測量，同時還需要對相應(yīng)的執(zhí)行機構(gòu)進行研究。對間隙進行估算，首先就需要通過對大量的實驗和實際運行數(shù)據(jù)進行分析，得到發(fā)動機退化和葉尖間隙隨發(fā)動機服役時間變化的規(guī)律。而間隙的測量主要還是依賴高性能傳感器的研發(fā)，因為像高壓渦輪葉尖間隙的測量傳感器必須能夠在高溫高壓、腐蝕的環(huán)境中使用。

2 壽命延長控制關(guān)鍵技術(shù)

與傳統(tǒng)控制系統(tǒng)相比，壽命延長控制需要額外增加關(guān)鍵部件壽命或者整機壽命的控制模塊，因此其結(jié)構(gòu)有所改變，壽命延長控制如圖1所示。從圖中可見，虛線框內(nèi)為傳統(tǒng)性能控制，包括發(fā)動機動態(tài)模型和性能控制器2大部分。在這基礎(chǔ)上，壽命延長控制模塊增加部件應(yīng)力/應(yīng)變模型、部件壽命模型、壽命控制模塊，壽命控制器根據(jù)壽命模型計算得到的壽命信息，對原有性能控制器進行適當(dāng)調(diào)整。

圖1 壽命延長控制

2.1 應(yīng)力/應(yīng)變模型

部件應(yīng)力/應(yīng)變模型是發(fā)動機運行參數(shù)和部件壽命模型之間的橋梁。通常，發(fā)動機的運行參數(shù)包括發(fā)動機轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速、各截面壓力、溫度。然而發(fā)動機部件壽命模型需要的則是部件材料溫度、部件上的溫度梯度、部件負荷等。

通常發(fā)動機廠商可以利用有限元分析的方法將發(fā)動機運行參數(shù)轉(zhuǎn)化成壽命模型需要的數(shù)據(jù)。但有限元分析需要長時間耗費大量的計算機資源，因此壽命延長控制中利用有限元分析方法來實時進行部件機械應(yīng)力和熱應(yīng)力分析并不實際。下面給出3種應(yīng)力/應(yīng)變模型對比見表3。通常在研究前期可以使用定性模型進行定性分析，在此基礎(chǔ)上再建立部件近似模型進行定量分析，而工程應(yīng)用階段1種可行的方法是，首先對部件進行離線有限元方法分析，然后利用模型簡化和線性化的手段得到簡化模型，從而保證模型在一定精確度的基礎(chǔ)上，提高模型實時計算速度和靈活性。

2.2 壽命模型

壽命延長控制的關(guān)鍵技術(shù)之一是建立發(fā)動機整機或者發(fā)動機關(guān)鍵部件的損傷壽命模型。然而，傳統(tǒng)部件定壽是在設(shè)計階段按先前統(tǒng)計載荷理論計算確定的，根本沒考慮發(fā)動機部件的實際使用與壽命消耗，這導(dǎo)致很多部件在沒有明顯問題時就被替換下來；也有部分出現(xiàn)損傷的部件依然在使用。因此，準(zhǔn)確地估算出部件壽命，不僅可以增加部件的使用效率，同時也能夠更好地保證其在使用過程中的可靠性。

表3 部件應(yīng)力/應(yīng)變模型對比

壽命延長控制理想的壽命模型應(yīng)該包括所有壽命限制部件所有失效模式的壽命計算，以部件應(yīng)力/應(yīng)變模型和應(yīng)力/壽命模型為基礎(chǔ)，在發(fā)動機運行過程中根據(jù)部件實際工作狀態(tài)參數(shù)（溫度、壓力、轉(zhuǎn)速），實時計算，并在發(fā)動機主要工作循環(huán)后及時進行更新。而且由于部件壽命不能實時測量，因此需要在此之前進行大量的試驗來進行修正。美國NASA Glenn研究中心的Ten-Huei Guo領(lǐng)導(dǎo)的科研小組在航空發(fā)動機LEC研究中給出了高壓渦輪導(dǎo)向葉片的簡化壽命模型[9]

式中：Δmax為葉片前后緣最大溫度差；Tm（Δmax）為最大溫度差對應(yīng)下的葉片溫度為最終得到的葉片預(yù)測壽命。

該模型使用的參數(shù)較少，因而計算量小，保證了模型的實時性。

2.3 發(fā)動機模型

部件壽命精確的計算需要使用部件實際工作參數(shù)，其中部分參數(shù)由傳感器直接測量得到，如轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速、部分截面壓力、溫度。然而當(dāng)前發(fā)動機中使用到的傳感器均是為了控制或者監(jiān)控安裝的，并不能涵蓋部件壽命計算所需的所有工作參數(shù)；同時由于材料的限制，傳感器不能工作在極端惡劣的條件下（比如高壓渦輪進口），因此只能為壽命延長控制提供有限的信息，那么此時則需要利用發(fā)動機模型來計算出壽命模型所需要的一些參數(shù)。

傳統(tǒng)部件級發(fā)動機模型是可供選擇之一，可以提供壽命計算所需的參數(shù)。部件級發(fā)動機模型是根據(jù)發(fā)動機各部件特性圖、能量匹配以及各種試驗修正得到的，它能夠準(zhǔn)確地計算出發(fā)動機在各種條件下運行時各截面的壓力、溫度，轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速。然而，該模型在利用到壽命延長控制中時依然有一定的缺陷，首先部件級模型都是較為復(fù)雜的程序，計算時間較長，并不適合作為機載實時模型，其次，盡管部件級發(fā)動機模型能夠提供準(zhǔn)確度高的數(shù)據(jù)，但這些數(shù)據(jù)依然不能夠覆蓋所有的關(guān)鍵部件。

延壽控制理想的發(fā)動機模型應(yīng)該是1個簡單高效的模型，其運行速度快，但卻可以較為準(zhǔn)確地計算發(fā)動機穩(wěn)態(tài)和過渡態(tài)參數(shù)。同時它可以根據(jù)發(fā)動機傳感器測得的參數(shù)對發(fā)動機模型進行及時的更新，以適應(yīng)發(fā)動機性能的退化。LEC期望的發(fā)動機模型與傳統(tǒng)模型對比見表4。

表4 LEC期望的發(fā)動機模型與傳統(tǒng)模型對比

3 航空發(fā)動機LEC控制結(jié)構(gòu)

3.1 航空發(fā)動機LEC基本結(jié)構(gòu)

可重復(fù)利用火箭發(fā)動機中設(shè)計了1種開環(huán)的延壽控制結(jié)構(gòu)，但航空發(fā)動機整個壽命比火箭發(fā)動機要長得多，其在整個服役期限內(nèi)，發(fā)動機性能會發(fā)生變化，因此仿照可重復(fù)利用火箭發(fā)動機中，設(shè)計1個開環(huán)的延壽控制來減少部件損傷是不合適的。

LEC控制如圖2所示[20]，數(shù)字電子控制器根據(jù)輸入馬赫數(shù)、溫度以及來自飛行員的動力需求產(chǎn)生合適的期望輸出，經(jīng)過與發(fā)動機實際輸出比較后得到偏差值，跟蹤控制器根據(jù)偏差計算發(fā)動機控制量；而LEC只在損傷累積超出限定值時進行干預(yù)。但這種結(jié)構(gòu)存在一定缺陷，如果LEC嘗試連續(xù)改變控制量時，原有的數(shù)字電子控制器會將LEC修正量當(dāng)成系統(tǒng)干擾，進而進行修正，此時，2個控制器將發(fā)生沖突。因此需要新的方法來協(xié)調(diào)LEC與DEC的關(guān)系。

考慮到部件損傷的動態(tài)特性要比發(fā)動機本身的動態(tài)特性緩慢得多，因此LEC很少需要一直處于控制狀態(tài)，即在正常條件下，依然是原有的數(shù)字電子控制占據(jù)主導(dǎo)地位，而LEC僅監(jiān)視部件損傷情況。當(dāng)LEC發(fā)現(xiàn)當(dāng)前的運行會對部件損傷產(chǎn)生巨大變化時，可以對此情況產(chǎn)生1個快速的修正信號，來避免危險情況的發(fā)生，或者LEC直接對功率設(shè)定或控制器進行修正，即為多級延壽控制的思想。

3.2 航空發(fā)動機多級延壽控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)

延壽控制的思想是通過修正發(fā)動機運行，在保證發(fā)動機動態(tài)性能的同時使關(guān)鍵部件損傷最小化，因此，首先必須滿足最基本的加減速功能，再考慮延長系統(tǒng)部件壽命。在文獻[15]中提出1種多級延壽控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)如圖3所示。

從圖中可見，傳統(tǒng)的性能控制器被放在最底層——執(zhí)行層中，這層控制器是實時運行的；協(xié)調(diào)層分析發(fā)動機信息對發(fā)動機及其部件的健康狀況進行評估，并在線優(yōu)化，這些工作是在線運行的，但不必實時；最高層為監(jiān)視層，本層是離線運行，根據(jù)外部指令以及發(fā)動機健康狀況，確定發(fā)動機控制模式。

（1）執(zhí)行層：在執(zhí)行層中包含發(fā)動機部件級模型、變增益PID控制器，其中部件級模型來自于現(xiàn)有的發(fā)動機部件級模型，其輸入包括飛行外部條件、控制器輸入、發(fā)動機性能退化量，輸出為發(fā)動機參數(shù)（包括高低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速、壓力、溫度）；變增益PID控制器根據(jù)發(fā)動機反饋和高層指令，結(jié)合發(fā)動機各種限制給出合適的控制量。

（2）協(xié)調(diào)層：協(xié)調(diào)層包括發(fā)動機性能和損傷估算以及延壽控制器，其中性能估算部分根據(jù)發(fā)動機實時輸出，利用卡爾曼濾波結(jié)合最優(yōu)估計理論估算發(fā)動機性能退化水平，延壽控制器根據(jù)發(fā)動機性能退化量或發(fā)動機運行狀態(tài)，調(diào)整延壽控制器的控制策略，給出最優(yōu)的控制性能。而損傷估算部分主要是為監(jiān)視層服務(wù)，通過實時監(jiān)視發(fā)動機關(guān)鍵部件的損傷情況，為監(jiān)視層提供發(fā)動機部件損傷情況。

（3）監(jiān)視層：監(jiān)視層實時監(jiān)視發(fā)動機損傷以及飛行器損傷情況，當(dāng)發(fā)動機或飛行器受損時，需要發(fā)動機提供額外的推力或加快響應(yīng)時間時，監(jiān)視層激活發(fā)動機應(yīng)急控制，通過調(diào)整發(fā)動機控制中的各項約束，在短時間內(nèi)提升發(fā)動機的推力，縮短發(fā)動機響應(yīng)時間，以保證飛行器安全降落至地面。

4 結(jié)論

（1）完善發(fā)動機模型。由于發(fā)動機部件壽命計算需要大量的參數(shù)，而部分參數(shù)（如渦輪前溫度）不能直接測量，必須依賴發(fā)動機模型的計算結(jié)果。當(dāng)前機載模型僅能提供少量參數(shù)，不能滿足壽命計算；而部件級模型計算量大，不滿足實時計算要求。因此需要結(jié)合機載模型和部件級模型各自特點，建立適合延壽控制使用的發(fā)動機模型。

（2）建立關(guān)鍵部件和發(fā)動機壽命模型。壽命模型是LEC的關(guān)鍵技術(shù)，也是其難點之一。這里的壽命模型不同于以往的穩(wěn)態(tài)壽命模型，而是能夠根據(jù)發(fā)動機運行過程中的參數(shù)，實時的計算部件疲勞壽命。要在發(fā)動機運行過程中的每個主要循環(huán)后進行壽命計算和更新，并能根據(jù)運行條件，實時計算當(dāng)前工作循環(huán)后的發(fā)動機和部件的壽命。

壽命模型既要考慮準(zhǔn)確度，也要滿足實時計算需要，同時應(yīng)該盡可能將試驗驗證和經(jīng)驗總結(jié)知識考慮進去。

（3）研究延壽控制計劃。將壽命模型用于壽命延長控制，重點對加速過程進行研究，通過將發(fā)動機關(guān)鍵部件壽命作為1個約束，對發(fā)動機加速控制計劃進行優(yōu)化，以期在保證發(fā)動機加速性能的同時，盡可能的減小發(fā)動機關(guān)鍵部件的損傷，延長發(fā)動機使用壽命。

（4）數(shù)字電子控制系統(tǒng)實現(xiàn)。由于部件或整機壽命的延長是通過對發(fā)動機性能折中和綜合優(yōu)化得到的，為避免性能控制器與延壽控制發(fā)生沖突，因此需要建立多級延壽控制系統(tǒng)，通過分級管理的手段，實現(xiàn)發(fā)動機性能和延壽目標(biāo)。

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