陳小磊，郭迎清，張書剛

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

0 引言

為了滿足飛機(jī)高性能的需求，發(fā)動(dòng)機(jī)控制已由簡(jiǎn)單的控制燃油流量的機(jī)械控制器，發(fā)展到采用先進(jìn)控制理論的全權(quán)限數(shù)字電子控制器。然而無(wú)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(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)的壽命納入發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)要求中[1-6]。軍用航空發(fā)動(dòng)機(jī)，由于飛機(jī)作戰(zhàn)機(jī)動(dòng)性能的需要，應(yīng)該優(yōu)先考慮對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能的挖掘，但如果能在保持性能基本不變的同時(shí)，延長(zhǎng)發(fā)動(dòng)機(jī)的壽命，就可以保證發(fā)動(dòng)機(jī)更長(zhǎng)的在役時(shí)間，增加飛機(jī)的作戰(zhàn)效能，降低維修次數(shù)。而民用航空發(fā)動(dòng)機(jī)，當(dāng)然不能忽視其性能，但相比較而言，并不要求民用飛機(jī)有非常高的機(jī)動(dòng)性能，而要考慮如何降低其使用費(fèi)用，減少維修次數(shù)等。目前發(fā)動(dòng)機(jī)及其關(guān)鍵件的壽命問(wèn)題，一直是在發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)監(jiān)控與故障診斷領(lǐng)域中進(jìn)行，如現(xiàn)在采用的壽命監(jiān)控儀等；發(fā)動(dòng)機(jī)控制領(lǐng)域，只是調(diào)節(jié)控制發(fā)動(dòng)機(jī)本身的工作。而壽命延長(zhǎng)控制期望在控制系統(tǒng)中解決壽命問(wèn)題。

壽命延長(zhǎng)控制（Life Extending Control，LEC），從廣義上來(lái)講，就是通過(guò)修改復(fù)雜系統(tǒng)（比如航空發(fā)動(dòng)機(jī)、火箭發(fā)動(dòng)機(jī)等）控制邏輯或控制硬件，來(lái)影響1個(gè)或多個(gè)壽命因素，從而使得系統(tǒng)的服役壽命得以延長(zhǎng)。1991年Lorenzo與Merrill首次在可重復(fù)利用液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)控制中提出壽命延長(zhǎng)控制LEC的概念，即在保證火箭發(fā)動(dòng)機(jī)性能不變或有很小損失的前提下，通過(guò)改善控制策略，使得發(fā)動(dòng)機(jī)的可重復(fù)利用時(shí)間得以延長(zhǎng)[7]。之后，美國(guó)NASA的各個(gè)實(shí)驗(yàn)中心均開展了與壽命延長(zhǎng)控制相關(guān)的研究，從2004年以來(lái)，在NASA的多份報(bào)告中提及航空發(fā)動(dòng)機(jī)的壽命控制，著重分析了發(fā)動(dòng)機(jī)壽命縮短的原因，并提出了相應(yīng)的解決方法[8-11]。國(guó)內(nèi)由于在發(fā)動(dòng)機(jī)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(duì)基于修改加減速控制策略的壽命延長(zhǎng)控制進(jìn)行研究，并取得初步進(jìn)展[12-13]。本文在總結(jié)國(guó)外相關(guān)資料的基礎(chǔ)上，介紹航空發(fā)動(dòng)機(jī)壽命延長(zhǎng)控制技術(shù)，對(duì)其實(shí)現(xiàn)技術(shù)、關(guān)鍵技術(shù)以及LEC控制結(jié)構(gòu)進(jìn)行詳細(xì)分析。

1 壽命延長(zhǎng)控制技術(shù)

由于影響發(fā)動(dòng)機(jī)壽命的因素有很多，因此針對(duì)不同的原因，所提出的發(fā)動(dòng)機(jī)壽命延長(zhǎng)控制技術(shù)也有所不同。從各大航空公司航空發(fā)動(dòng)機(jī)翻修或退役的履歷可以看出，影響發(fā)動(dòng)機(jī)壽命的原因從原理上來(lái)講主要有：排氣溫度過(guò)高、低循環(huán)疲勞導(dǎo)致壽命限制部件損壞、以及發(fā)動(dòng)機(jī)加速緩慢等[14]。其中排氣溫度過(guò)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?yàn)椴考L(zhǎng)時(shí)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(jī)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(jì)90年代以來(lái)，針對(duì)上述不同的發(fā)動(dòng)機(jī)翻修或退役原因，美國(guó)、歐洲各大航空研究機(jī)構(gòu)均開始了對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)壽命延長(zhǎng)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(dòng)間隙控制、冷卻調(diào)制、控制策略優(yōu)化[15-16]。

美國(guó)NASA利用質(zhì)量功能展開法（Quality Function Deployment，QFD）對(duì)現(xiàn)有的壽命延長(zhǎng)控制技術(shù)進(jìn)行分析見表2（LEC主要技術(shù)以及QFD評(píng)估點(diǎn)），認(rèn)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(dòng)間隙控制。其中智能加減速控制是僅通過(guò)修改軟件程序就可以實(shí)現(xiàn)的LEC技術(shù)，而主動(dòng)間隙控制是修改硬件最為有效的方式[17]。

表2 NASA對(duì)LEC技術(shù)的QFD評(píng)估

1.1 智能加減速控制

航空發(fā)動(dòng)機(jī)由大量部件組成，這些部件在發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)行過(guò)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(jī)械疲勞、蠕變疲勞、腐蝕疲勞等。以熱機(jī)械疲勞為例，由于發(fā)動(dòng)機(jī)在啟動(dòng)或加減速過(guò)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(guò)多次循環(huán)過(guò)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(guò)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)的修改或者優(yōu)化來(lái)減少發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)行過(guò)程中對(duì)壽命限制部件的損傷，延長(zhǎng)發(fā)動(dòng)機(jī)的壽命。

智能加減速控制是通過(guò)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)加減速控制進(jìn)行優(yōu)化，在保證發(fā)動(dòng)機(jī)基本性能的同時(shí)，減少對(duì)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(jī)械應(yīng)力，從而減少疲勞損傷。美國(guó)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(xì)的研究。通過(guò)將發(fā)動(dòng)機(jī)高壓渦輪導(dǎo)葉的壽命納入到發(fā)動(dòng)機(jī)加速控制器的優(yōu)化當(dāng)中，在保證發(fā)動(dòng)機(jī)部分加速性能的同時(shí)，延長(zhǎng)葉片的壽命。試驗(yàn)結(jié)果表明，在轉(zhuǎn)速上升時(shí)間不變的情況下，葉片壽命比原來(lái)增加近30%[9]。

1.2 間隙控制

航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉尖間隙通常指的是發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子葉片葉尖和機(jī)匣之間的徑向間隙。研究發(fā)現(xiàn)，隨著發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)行時(shí)間的延長(zhǎng)，壓氣機(jī)和渦輪葉片將出現(xiàn)磨損、葉型改變的現(xiàn)象，葉片與機(jī)匣間的間隙變大，部件效率下降，發(fā)動(dòng)機(jī)推力減少。為阻止推力的下降，發(fā)動(dòng)機(jī)供油裝置將增加發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)退役的1個(gè)重要指標(biāo)，排氣溫度過(guò)高說(shuō)明發(fā)動(dòng)機(jī)性能大幅度下降，會(huì)極大地降低其經(jīng)濟(jì)性，同時(shí)也會(huì)造成大量的空氣污染。

葉尖間隙控制的思想就是通過(guò)開環(huán)控制或者閉環(huán)控制，將壓氣機(jī)和渦輪間隙維持在較為合理的水平上，即可以保證發(fā)動(dòng)機(jī)各部件效率，同時(shí)也可以避免葉片與機(jī)匣發(fā)生碰磨。近30年來(lái)，隨著民用航空的蓬勃發(fā)展，各大研究機(jī)構(gòu)均開展了對(duì)葉尖間隙控制的研究，以期可以延長(zhǎng)發(fā)動(dòng)機(jī)在役時(shí)間，降低使用成本，其主要方法為：被動(dòng)間隙控制、主動(dòng)間隙控制。其中被動(dòng)間隙控制研究較早，它是根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)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(gè)工作點(diǎn)（通常是啟動(dòng)或加速狀態(tài)）的間隙值，然而這個(gè)間隙值在發(fā)動(dòng)機(jī)巡航狀態(tài)時(shí)會(huì)有些偏大。20世紀(jì)70年代末至80年代初，發(fā)動(dòng)機(jī)制造商開始使用主動(dòng)間隙控制，通過(guò)對(duì)葉片或機(jī)匣進(jìn)行冷卻或加熱，來(lái)改變?nèi)~尖間隙，保證在發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)行過(guò)程中的各個(gè)工作點(diǎn)，都有1個(gè)合適的間隙，但主動(dòng)間隙控制系統(tǒng)不能適應(yīng)發(fā)動(dòng)機(jī)性能的退化。

近年來(lái)，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(dòng)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(guò)收集發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)行時(shí)的參數(shù)，與FADEC中的實(shí)時(shí)運(yùn)行的發(fā)動(dòng)機(jī)非線性模型輸出參數(shù)比較，得到發(fā)動(dòng)機(jī)退化的水平，進(jìn)而修改主動(dòng)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(cè)量高壓渦輪葉尖間隙，從而形成1個(gè)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(dòng)機(jī)傳感器的信號(hào)（溫度、壓力、轉(zhuǎn)速傳感器），通過(guò)原先設(shè)定好的程序，實(shí)時(shí)計(jì)算出渦輪間隙值，對(duì)間隙進(jìn)行控制[19]。

從發(fā)表的相關(guān)論文來(lái)看，當(dāng)前發(fā)動(dòng)機(jī)間隙控制的關(guān)鍵在于對(duì)間隙的估算或者測(cè)量，同時(shí)還需要對(duì)相應(yīng)的執(zhí)行機(jī)構(gòu)進(jìn)行研究。對(duì)間隙進(jìn)行估算，首先就需要通過(guò)對(duì)大量的實(shí)驗(yàn)和實(shí)際運(yùn)行數(shù)據(jù)進(jìn)行分析，得到發(fā)動(dòng)機(jī)退化和葉尖間隙隨發(fā)動(dòng)機(jī)服役時(shí)間變化的規(guī)律。而間隙的測(cè)量主要還是依賴高性能傳感器的研發(fā)，因?yàn)橄窀邏簻u輪葉尖間隙的測(cè)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(zhǎng)控制關(guān)鍵技術(shù)

與傳統(tǒng)控制系統(tǒng)相比，壽命延長(zhǎng)控制需要額外增加關(guān)鍵部件壽命或者整機(jī)壽命的控制模塊，因此其結(jié)構(gòu)有所改變，壽命延長(zhǎng)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(dòng)機(jī)動(dòng)態(tài)模型和性能控制器2大部分。在這基礎(chǔ)上，壽命延長(zhǎng)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(jì)算得到的壽命信息，對(duì)原有性能控制器進(jìn)行適當(dāng)調(diào)整。

圖1 壽命延長(zhǎng)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(dòng)機(jī)運(yùn)行參數(shù)和部件壽命模型之間的橋梁。通常，發(fā)動(dòng)機(jī)的運(yùn)行參數(shù)包括發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速、各截面壓力、溫度。然而發(fā)動(dòng)機(jī)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(fù)荷等。

通常發(fā)動(dòng)機(jī)廠商可以利用有限元分析的方法將發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)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(zhǎng)時(shí)間耗費(fèi)大量的計(jì)算機(jī)資源，因此壽命延長(zhǎng)控制中利用有限元分析方法來(lái)實(shí)時(shí)進(jìn)行部件機(jī)械應(yīng)力和熱應(yīng)力分析并不實(shí)際。下面給出3種應(yīng)力/應(yīng)變模型對(duì)比見表3。通常在研究前期可以使用定性模型進(jìn)行定性分析，在此基礎(chǔ)上再建立部件近似模型進(jìn)行定量分析，而工程應(yīng)用階段1種可行的方法是，首先對(duì)部件進(jìn)行離線有限元方法分析，然后利用模型簡(jiǎn)化和線性化的手段得到簡(jiǎn)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(shí)時(shí)計(jì)算速度和靈活性。

2.2 壽命模型

壽命延長(zhǎng)控制的關(guān)鍵技術(shù)之一是建立發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)或者發(fā)動(dòng)機(jī)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(jì)階段按先前統(tǒng)計(jì)載荷理論計(jì)算確定的，根本沒(méi)考慮發(fā)動(dòng)機(jī)部件的實(shí)際使用與壽命消耗，這導(dǎo)致很多部件在沒(méi)有明顯問(wèn)題時(shí)就被替換下來(lái)；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(shí)也能夠更好地保證其在使用過(guò)程中的可靠性。

表3 部件應(yīng)力/應(yīng)變模型對(duì)比

壽命延長(zhǎng)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(jì)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(dòng)機(jī)運(yùn)行過(guò)程中根據(jù)部件實(shí)際工作狀態(tài)參數(shù)（溫度、壓力、轉(zhuǎn)速），實(shí)時(shí)計(jì)算，并在發(fā)動(dòng)機(jī)主要工作循環(huán)后及時(shí)進(jìn)行更新。而且由于部件壽命不能實(shí)時(shí)測(cè)量，因此需要在此之前進(jìn)行大量的試驗(yàn)來(lái)進(jìn)行修正。美國(guó)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(dòng)機(jī)LEC研究中給出了高壓渦輪導(dǎo)向葉片的簡(jiǎn)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(duì)應(yīng)下的葉片溫度為最終得到的葉片預(yù)測(cè)壽命。

該模型使用的參數(shù)較少，因而計(jì)算量小，保證了模型的實(shí)時(shí)性。

2.3 發(fā)動(dòng)機(jī)模型

部件壽命精確的計(jì)算需要使用部件實(shí)際工作參數(shù)，其中部分參數(shù)由傳感器直接測(cè)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(dòng)機(jī)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(jì)算所需的所有工作參數(shù)；同時(shí)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(jìn)口），因此只能為壽命延長(zhǎng)控制提供有限的信息，那么此時(shí)則需要利用發(fā)動(dòng)機(jī)模型來(lái)計(jì)算出壽命模型所需要的一些參數(shù)。

傳統(tǒng)部件級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)模型是可供選擇之一，可以提供壽命計(jì)算所需的參數(shù)。部件級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)模型是根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)各部件特性圖、能量匹配以及各種試驗(yàn)修正得到的，它能夠準(zhǔn)確地計(jì)算出發(fā)動(dòng)機(jī)在各種條件下運(yùn)行時(shí)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(zhǎng)控制中時(shí)依然有一定的缺陷，首先部件級(jí)模型都是較為復(fù)雜的程序，計(jì)算時(shí)間較長(zhǎng)，并不適合作為機(jī)載實(shí)時(shí)模型，其次，盡管部件級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)模型應(yīng)該是1個(gè)簡(jiǎn)單高效的模型，其運(yùn)行速度快，但卻可以較為準(zhǔn)確地計(jì)算發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)態(tài)和過(guò)渡態(tài)參數(shù)。同時(shí)它可以根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)傳感器測(cè)得的參數(shù)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)模型進(jìn)行及時(shí)的更新，以適應(yīng)發(fā)動(dòng)機(jī)性能的退化。LEC期望的發(fā)動(dòng)機(jī)模型與傳統(tǒng)模型對(duì)比見表4。

表4 LEC期望的發(fā)動(dòng)機(jī)模型與傳統(tǒng)模型對(duì)比

3 航空發(fā)動(dòng)機(jī)LEC控制結(jié)構(gòu)

3.1 航空發(fā)動(dòng)機(jī)LEC基本結(jié)構(gòu)

可重復(fù)利用火箭發(fā)動(dòng)機(jī)中設(shè)計(jì)了1種開環(huán)的延壽控制結(jié)構(gòu)，但航空發(fā)動(dòng)機(jī)整個(gè)壽命比火箭發(fā)動(dòng)機(jī)要長(zhǎng)得多，其在整個(gè)服役期限內(nèi)，發(fā)動(dòng)機(jī)性能會(huì)發(fā)生變化，因此仿照可重復(fù)利用火箭發(fā)動(dòng)機(jī)中，設(shè)計(jì)1個(gè)開環(huán)的延壽控制來(lái)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(lái)自飛行員的動(dòng)力需求產(chǎn)生合適的期望輸出，經(jīng)過(guò)與發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)際輸出比較后得到偏差值，跟蹤控制器根據(jù)偏差計(jì)算發(fā)動(dòng)機(jī)控制量；而LEC只在損傷累積超出限定值時(shí)進(jìn)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(shí)，原有的數(shù)字電子控制器會(huì)將LEC修正量當(dāng)成系統(tǒng)干擾，進(jìn)而進(jìn)行修正，此時(shí)，2個(gè)控制器將發(fā)生沖突。因此需要新的方法來(lái)協(xié)調(diào)LEC與DEC的關(guān)系。

考慮到部件損傷的動(dòng)態(tài)特性要比發(fā)動(dòng)機(jī)本身的動(dòng)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(yùn)行會(huì)對(duì)部件損傷產(chǎn)生巨大變化時(shí)，可以對(duì)此情況產(chǎn)生1個(gè)快速的修正信號(hào)，來(lái)避免危險(xiǎn)情況的發(fā)生，或者LEC直接對(duì)功率設(shè)定或控制器進(jìn)行修正，即為多級(jí)延壽控制的思想。

3.2 航空發(fā)動(dòng)機(jī)多級(jí)延壽控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)

延壽控制的思想是通過(guò)修正發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)行，在保證發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)態(tài)性能的同時(shí)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(zhǎng)系統(tǒng)部件壽命。在文獻(xiàn)[15]中提出1種多級(jí)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(shí)時(shí)運(yùn)行的；協(xié)調(diào)層分析發(fā)動(dòng)機(jī)信息對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)及其部件的健康狀況進(jìn)行評(píng)估，并在線優(yōu)化，這些工作是在線運(yùn)行的，但不必實(shí)時(shí)；最高層為監(jiān)視層，本層是離線運(yùn)行，根據(jù)外部指令以及發(fā)動(dòng)機(jī)健康狀況，確定發(fā)動(dòng)機(jī)控制模式。

（1）執(zhí)行層：在執(zhí)行層中包含發(fā)動(dòng)機(jī)部件級(jí)模型、變?cè)鲆鍼ID控制器，其中部件級(jí)模型來(lái)自于現(xiàn)有的發(fā)動(dòng)機(jī)部件級(jí)模型，其輸入包括飛行外部條件、控制器輸入、發(fā)動(dòng)機(jī)性能退化量，輸出為發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)（包括高低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速、壓力、溫度）；變?cè)鲆鍼ID控制器根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)反饋和高層指令，結(jié)合發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)實(shí)時(shí)輸出，利用卡爾曼濾波結(jié)合最優(yōu)估計(jì)理論估算發(fā)動(dòng)機(jī)性能退化水平，延壽控制器根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)性能退化量或發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)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(guò)實(shí)時(shí)監(jiān)視發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵部件的損傷情況，為監(jiān)視層提供發(fā)動(dòng)機(jī)部件損傷情況。

（3）監(jiān)視層：監(jiān)視層實(shí)時(shí)監(jiān)視發(fā)動(dòng)機(jī)損傷以及飛行器損傷情況，當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)或飛行器受損時(shí)，需要發(fā)動(dòng)機(jī)提供額外的推力或加快響應(yīng)時(shí)間時(shí)，監(jiān)視層激活發(fā)動(dòng)機(jī)應(yīng)急控制，通過(guò)調(diào)整發(fā)動(dòng)機(jī)控制中的各項(xiàng)約束，在短時(shí)間內(nèi)提升發(fā)動(dòng)機(jī)的推力，縮短發(fā)動(dòng)機(jī)響應(yīng)時(shí)間，以保證飛行器安全降落至地面。

4 結(jié)論

（1）完善發(fā)動(dòng)機(jī)模型。由于發(fā)動(dòng)機(jī)部件壽命計(jì)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(cè)量，必須依賴發(fā)動(dòng)機(jī)模型的計(jì)算結(jié)果。當(dāng)前機(jī)載模型僅能提供少量參數(shù)，不能滿足壽命計(jì)算；而部件級(jí)模型計(jì)算量大，不滿足實(shí)時(shí)計(jì)算要求。因此需要結(jié)合機(jī)載模型和部件級(jí)模型各自特點(diǎn)，建立適合延壽控制使用的發(fā)動(dòng)機(jī)模型。

（2）建立關(guān)鍵部件和發(fā)動(dòng)機(jī)壽命模型。壽命模型是LEC的關(guān)鍵技術(shù)，也是其難點(diǎn)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(dòng)機(jī)運(yùn)行過(guò)程中的參數(shù)，實(shí)時(shí)的計(jì)算部件疲勞壽命。要在發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)行過(guò)程中的每個(gè)主要循環(huán)后進(jìn)行壽命計(jì)算和更新，并能根據(jù)運(yùn)行條件，實(shí)時(shí)計(jì)算當(dāng)前工作循環(huán)后的發(fā)動(dòng)機(jī)和部件的壽命。

壽命模型既要考慮準(zhǔn)確度，也要滿足實(shí)時(shí)計(jì)算需要，同時(shí)應(yīng)該盡可能將試驗(yàn)驗(yàn)證和經(jīng)驗(yàn)總結(jié)知識(shí)考慮進(jìn)去。

（3）研究延壽控制計(jì)劃。將壽命模型用于壽命延長(zhǎng)控制，重點(diǎn)對(duì)加速過(guò)程進(jìn)行研究，通過(guò)將發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵部件壽命作為1個(gè)約束，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)加速控制計(jì)劃進(jìn)行優(yōu)化，以期在保證發(fā)動(dòng)機(jī)加速性能的同時(shí)，盡可能的減小發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵部件的損傷，延長(zhǎng)發(fā)動(dòng)機(jī)使用壽命。

（4）數(shù)字電子控制系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)。由于部件或整機(jī)壽命的延長(zhǎng)是通過(guò)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)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(jí)延壽控制系統(tǒng)，通過(guò)分級(jí)管理的手段，實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)性能和延壽目標(biāo)。

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