基于延寿控制的航空发动机加速控制实时优化方法、装置制造方法及图纸

本发明专利技术公开了一种基于延寿控制的航空发动机加速控制实时优化方法。该方法在航空发动机的加速控制过程中，通过减小航空发动机在加速过程中的热机械疲劳来提高航空发动机寿命。本发明专利技术还公开了一种基于延寿控制的航空发动机加速控制实时优化装置。相比现有技术，本发明专利技术在加速过程考虑了航空发动机叶片受到热机械疲劳的影响，在加速优化目标中不但考虑使发动机快速响应，而且将叶片热机械疲劳寿命引入到目标函数中。因此，本发明专利技术可使得发动机不但具有快速响应，同时又具有较高的寿命。

Real time optimization method and device for accelerating control of Aeroengine Based on life extension control

The invention discloses an aeroengine acceleration control real-time optimization method based on life extension control. In the acceleration control process of aero-engine, the life of aero-engine is improved by reducing the thermo-mechanical fatigue of aero-engine during acceleration. The invention also discloses an aeroengine acceleration control real-time optimization device based on life extension control. Compared with the prior art, the invention considers the influence of thermomechanical fatigue on the blade of an aeroengine in the acceleration process, considers not only making the engine respond quickly in the acceleration optimization target, but also introducing the thermomechanical fatigue life of the blade into the objective function. Therefore, the invention can make the engine not only have fast response, but also have high life.

【技术实现步骤摘要】
基于延寿控制的航空发动机加速控制实时优化方法、装置
本专利技术涉及一种基于延寿控制的航空发动机加速控制实时优化方法、装置。
技术介绍
传统航空发动机控制系统设计过程中优先考虑最大程度发挥发动机性能，而较少考虑发动机寿命，而飞机在大部分飞行过程中，除了在应急情况下，可以适当降低发动机加速性能，以此提高发动机寿命、减少维修次数和降低维修成本。基于此思想，NASA在上个世纪90年代提出寿命延长控制(LEC,LifeExtendingControl)，并将其应用于火箭发动，WisemanMW等阐述了发动机寿命延长控制常用方法，GuoTH等介绍寿命延长控制的基本结构及需要解决的关键技术。CarlF等将非线性优化方法应用于发动机在巡航状态下的延长寿命控制，ChenP等在航空发动机加速过程中考虑到涡轮叶片寿命的影响，仿真结果表明，发动机寿命延长控制可以在保证发动机基本性能不降低的情况下，高温部件寿命提高近30％。DanielT等将预测控制应用于燃气涡轮延长寿命控制，郭迎清等在发动机退化情况下，提出根据性能退化水平设计软中硬三级寿命延长控制策略，并利用双层控制系统结构来协调多个控制器间的切换。寿命延长控制主要从叶片蠕变和热机械疲劳现象两个方面入手，蠕变损伤寿命主要通过优化发动机在巡航时候的叶片温度和累计损伤，热机械疲劳主要通过降低发动机在加速过程的损伤。上述工作在这两方面取得良好的结果，但未对加速控制率进行实时优化控制对发动机热机械疲劳寿命影响进行研究，有学者对发动机控制率进行离线修改，而发动机加速过程中是动态过程，不同的加速起点和终点对应的控制率理应不同。基于解析最优化理论的加速优化控制是目前在该领域研究最多的一类方法，并且取得了良好效果。王旭将约束变尺度法(CVM,ConstrainedVariableMetric)应用于加速优化，并提出研究重点应为算法实时性和加入更多限制约束。樊丁等引入线性加权方法把多目标问题转化为单目标问题，并利用(SQP,SequentialQuadraticProgramming)求解加速优化问题，仿真实验表明，该方法能够挖掘发动机性能，提高发动机响应速度。戚学锋等提出自适应变权重的多目标优化算法，并可行性序列二次规划算法(FSQP,FeasibleSequentialQuadraticProgramming)应用加速优化控制中，仿真结果表明该方法可以有效解决多目标多变量优化问题。LiJ等将遗传算法(GA,geneticalgo-rithms)应用于战斗状态的发动机加速控制，时培燕提出基于GA-SQP混合优化算法的发动机加速问题，该算法首先用GA求出当前时刻加速优化问题的最优解，然后将该解作为SQP算法初始值，提高SQP算法的寻优精度。上述优化问题在航空发动机加速优化取得一定成果，但未在寿命延长控制方面应用。
技术实现思路
本专利技术所要解决的技术问题在于克服现有技术不足，提供一种基于延寿控制的航空发动机加速控制实时优化方法、装置，通过对加速过程中的航空发动机控制量进行实时优化，可有效地降低发动机在加速过程的热机械疲劳，提高发动机寿命。本专利技术具体采用以下技术方案解决上述技术问题：一种基于延寿控制的航空发动机加速控制实时优化方法，在航空发动机的加速控制过程中，通过减小航空发动机在加速过程中的热机械疲劳来提高航空发动机寿命。进一步地，所述方法具体如下：首先对航空发动机的加速过程进行离散化；然后对于当前的第k个离散控制点，通过对以下优化目标函数进行求解，得到在第k个离散控制点的航空发动机控制量u[k]，并根据所得控制量对航空发动机的加速过程进行实时控制：其中，Nc,obj为压气机目标转速，Nc为压气机实际转速，T4,obj为燃烧室出口温度目标温度，T4为实际的燃烧室出口温度，Ms为叶片热机械疲劳寿命，ω1、ω2和ω3为目标函数的权重系数，Nf、Smf和Smc分别为风扇转速、风扇喘振裕度和压气机喘振裕度，下标max、min分别代表限制最大值、限制最小值。更进一步地，使用序列二次规划方法对所述优化目标函数进行求解。根据相同的专利技术思路还可以得到以下技术方案：一种基于延寿控制的航空发动机加速控制实时优化装置，用于在航空发动机的加速控制过程中，通过减小航空发动机在加速过程中的热机械疲劳来提高航空发动机寿命。进一步地，所述装置包括：离散化单元，用于对航空发动机的加速过程进行离散化；控制量优化单元，用于对当前的第k个离散控制点，通过对以下优化目标函数进行求解，得到在第k个离散控制点的航空发动机控制量u[k]，并根据所得控制量对航空发动机的加速过程进行实时控制：其中，Nc,obj为压气机目标转速，Nc为压气机实际转速，T4,obj为燃烧室出口温度目标温度，T4为实际的燃烧室出口温度，Ms为叶片热机械疲劳寿命，ω1、ω2和ω3为目标函数的权重系数，Nf、Smf和Smc分别为风扇转速、风扇喘振裕度和压气机喘振裕度，下标max、min分别代表限制最大值、限制最小值。更进一步地，控制量优化单元使用序列二次规划方法对所述优化目标函数进行求解。相比现有技术，本专利技术及其进一步改进技术方案具有以下有益效果：本专利技术在加速过程考虑了航空发动机叶片受到热机械疲劳的影响，在加速优化目标中不但考虑使发动机快速响应，而且将叶片热机械疲劳寿命引入到目标函数中。因此，本专利技术可使得发动机不但具有快速响应，同时又具有较高的寿命。附图说明图1为航空发动机的涡轮导向叶片截面图；图2为涡轮导向叶片热机械疲劳寿命计算流程图；图3为本专利技术实时优化方法的流程示意图；图4a～图4m为本专利技术方法的仿真结果。具体实施方式下面结合附图对本专利技术的技术方案进行详细说明：本专利技术针对在加速过程的航空发动机热机械疲劳现象，通过在加速优化时考虑涡轮叶片寿命的影响，在航空发动机的加速控制过程中，通过减小航空发动机在加速过程中的热机械疲劳来提高航空发动机寿命。本专利技术不仅可以使得航空发动机在加速过程具有较快响应，同时寿命时间较长。在加速优化问题建立之前，先建立涡轮导向叶片的热机械疲劳模型，具体如下：航空发动机由大量部件组成，这些部件在发动机运行过程中受到不同程度的损失，特别是燃烧室、涡轮轮盘和涡轮导向叶片等热端部件，其损失决定了发动机的使用寿命。涡轮导向叶片的作用是使通过的高温燃气压力温度下降，速度增加，使燃气的热能转化为动能，尽管涡轮导向叶片是静止的，但它的工作条件却十分恶劣，为此建立涡轮导向叶片热机械疲劳损失模型，以便后续说明。涡轮导向叶片主要受到机械应力和热应力，图1给出了涡轮导向叶片截面图，其中T27和P27为从压气机引入的冷却气流的温度和压力，其中涡轮导向叶片的机械应力为单位面积承受的外界压力，与叶片表明压力相关，可以表示成压强的函数：σmech＝fmech(Pi)(1)其中σmech称为机械应力，Pi为界面压强，i＝31,41,43。热应力是由于叶片受热时产生变形而产生的力，其力的大小与叶片温度分布有关，温度差越大，热应力越大，假设叶片温度延轴向是连续变化，且延叶根方向是相同的。经过气流冷却后，叶片金属温度Tmetal有：Tmetal＝Tgas-ηcool(Tgas-Tair,cool)(2)其中Tgas为燃气温度，Tair,cool为冷却气流温度，如果用压气机气流进本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种基于延寿控制的航空发动机加速控制实时优化方法，其特征在于，在航空发动机的加速控制过程中，通过减小航空发动机在加速过程中的热机械疲劳来提高航空发动机寿命。

【技术特征摘要】
1.一种基于延寿控制的航空发动机加速控制实时优化方法，其特征在于，在航空发动机的加速控制过程中，通过减小航空发动机在加速过程中的热机械疲劳来提高航空发动机寿命。2.如权利要求1所述方法，其特征在于，具体如下：首先对航空发动机的加速过程进行离散化；然后对当前的第k个离散控制点，通过对以下优化目标函数进行求解，得到在第k个离散控制点的航空发动机控制量u[k]，并根据所得控制量对航空发动机的加速过程进行实时控制：其中，Nc,obj为压气机目标转速，Nc为压气机实际转速，T4,obj为燃烧室出口温度目标温度，T4为实际的燃烧室出口温度，Ms为叶片热机械疲劳寿命，ω1、ω2和ω3为目标函数的权重系数，Nf、Smf和Smc分别为风扇转速、风扇喘振裕度和压气机喘振裕度，下标max、min分别代表限制最大值、限制最小值。3.如权利要求2所述方法，其特征在于，使用序列二次规划方法对所述优化目标函数进行求解。4.一种基于延寿控制的航...

【专利技术属性】
技术研发人员：郑前钢，陈浩颖，李永进，刘明磊，席志华，胡忠志，李秋红，张海波，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：江苏,32