【技术设计】航空发动机寿命延长控制综述
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导读：目前航空发动机控制器的设计和操作主要是保障飞行器所需性能和稳定安全裕度。除了极端条件下的硬性限制外，控制器在设计和操作中，通常不考虑发动机部件寿命。而寿命延长控制可以通过修改发动机控制逻辑，来影响1个或多个寿命因素，延长整个动力系统的服役寿命。
为了满足飞机高性能的需求，发动机控制已由简单的控制燃油流量的机械控制器，发展到采用先进控制理论的全权限数字电子控制器。然而无论采用何种控制系统，首先考虑如何更好地发挥发动机的性能，比如：更快的加速性能、更高的稳定性，却很少将发动机的寿命纳入发动机控制系统的设计要求中。
军用航空发动机，由于飞机作战机动性能的需要，应该优先考虑对发动机性能的挖掘，但如果能在保持性能基本不变的同时，延长发动机的寿命，就可以保证发动机更长的在役时间，增加飞机的作战效能，降低维修次数。而民用航空发动机，当然不能忽视其性能，但相比较而言，并不要求民用飞机有非常高的机动性能，而要考虑如何降低其使用费用，减少维修次数等。
寿命延长控制（Life Extending Control，LEC），从广义上来讲，就是通过修改复杂系统（比如航空发动机、火箭发动机等）控制逻辑或控制硬件，来影响1个或多个寿命因素，从而使得系统的服役寿命得以延长。本文在总结国外相关资料的基础上，介绍航空发动机寿命延长控制技术，对其实现技术、关键技术以及LEC控制结构进行详细分析。
寿命延长控制技术
由于影响发动机寿命的因素有很多，因此针对不同的原因，所提出的发动机寿命延长控制技术也有所不同。从各大航空公司航空发动机翻修或退役的履历可以看出，影响发动机寿命的原因从原理上来讲主要有：排气温度过高、低循环疲劳导致寿命限制部件损坏、以及发动机加速缓慢等。其中排气温度过高主要是由于热端部件性能衰退；而寿命限制部件损坏则主要是因为部件长时间处于高温、高压、高转速环境中，部件上形成较大的热机械疲劳应力；加速缓慢是由各种部件的性能衰退所引起的，其具体原因分析见下表：
20 世纪90年代以来，针对上述不同的发动机翻修或退役原因，美国、欧洲各大航空研究机构均开始了对航空发动机寿命延长控制的研究，所采用的研究方法也不相同。美国NASA经过评估，，认为当前最有效的LEC技术之一就是智能加减速控制。
智能加减速控制
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，或多或少都经受着不同程度的疲劳损伤的破坏，特别是一些热端部件。这些疲劳损伤包括：热机械疲劳、蠕变疲劳、腐蚀疲劳等。以热机械疲劳为例，由于发动机在启动或加减速过程中，涡轮叶片重复经历高低温变化，在叶片上形成交变的热应力，经过多次循环过程后，在叶片局部形成微小的裂痕，如果继续使用，那么这些裂痕最终将导致叶片的断裂。智能加减速控制的思想正是希望通过性能上的小牺牲，换取发动机寿命的显著延长。这种智能算法的核心在于，通过设置上升时间约束最小化TMF损害，改进高压压气机转子转速（NH）的加速控制规律，来减少从地面慢车到起飞过程中的TMF损害。
智能加减速控制是通过对发动机加减速控制进行优化，在保证发动机基本性能的同时，减少对高压涡轮的温度冲击，这样就可以减少叶片或轮盘上的热机械应力，从而减少疲劳损伤。美国NASA Glenn研究中心的Ten- Huei Guo 领导的科研小组在这方面做了详细的研究。通过将发动机高压涡轮导叶的寿命纳入到发动机加速控制器的优化当中，在保证发动机部分加速性能的同时，延长叶片的寿命。试验结果表明，在转速上升时间基本不变的情况下，叶片寿命比原来增加近30%。
寿命延长控制关键技术
与传统控制系统相比，寿命延长控制需要额外增加关键部件寿命或者整机寿命的控制模块，因此其结构有所改变，寿命延长控制如下图所示。从图中可见，虚线框内为传统性能控制，包括发动机动态模型和性能控制器2大部分。在这基础上，寿命延长控制模块增加部件应力/ 应变模型、部件寿命模型、寿命控制模块，寿命控制器根据寿命模型计算得到的寿命信息，对原有性能控制器进行适当调整。
应力/应变模型：部件应力/应变模型是发动机运行参数和部件寿命模型之间的桥梁。通常，发动机的运行参数包括发动机转子转速、各截面压力、温度。然而发动机部件寿命模型需要的则是部件材料温度、部件上的温度梯度、部件负荷等。
寿命模型:寿命延长控制的关键技术之一是建立发动机整机或者发动机关键部件的损伤寿命模型。然而，传统部件定寿是在设计阶段按先前统计载荷理论计算确定的，根本没考虑发动机部件的实际使用与寿命消耗，这导致很多部件在没有明显问题时就被替换下来；也有部分出现损伤的部件依然在使用。因此，准确地估算出部件寿命，不仅可以增加部件的使用效率，同时也能够更好地保证其在使用过程中的可靠性。
发动机模型：部件寿命精确的计算需要使用部件实际工作参数，其中部分参数由传感器直接测量得到，如转子转速、部分截面压力、温度。然而当前发动机中使用到的传感器均是为了控制或者监控安装的，并不能涵盖部件寿命计算所需的所有工作参数；同时由于材料的限制，传感器不能工作在极端恶劣的条件下（比如高压涡轮进口），因此只能为寿命延长控制提供有限的信息，那么此时则需要利用发动机模型来计算出寿命模型所需要的一些参数。
航空发动机LEC基本结构
可重复利用火箭发动机中设计了1种开环的延寿控制结构，但航空发动机整个寿命比火箭发动机要长得多，其在整个服役期限内，发动机性能会发生变化，因此仿照可重复利用火箭发动机中，设计1个开环的延寿控制来减少部件损伤是不合适的。
LEC控制如下图所示，数字电子控制器根据输入马赫数、温度以及来自飞行员的动力需求产生合适的期望输出，经过与发动机实际输出比较后得到偏差值，跟踪控制器根据偏差计算发动机控制量；而LEC只在损伤累积超出限定值时进行干预。但这种结构存在一定缺陷，如果LEC 尝试连续改变控制量时，原有的数字电子控制器会将LEC 修正量当成系统干扰，进而进行修正，此时，2个控制器将发生冲突。因此需要新的方法来协调LEC与DEC的关系。
考虑到部件损伤的动态特性要比发动机本身的动态特性缓慢得多，因此LEC很少需要一直处于控制状态，即在正常条件下，依然是原有的数字电子控制占据主导地位，而LEC仅监视部件损伤情况。当LEC 发现当前的运行会对部件损伤产生巨大变化时，可以对此情况产生1个快速的修正信号，来避免危险情况的发生，或者LEC 直接对功率设定或控制器进行修正，即为多级延寿控制的思想。
航空发动机多级延寿控制系统结构
延寿控制的思想是通过修正发动机运行，在保证发动机动态性能的同时使关键部件损伤最小化，因此，首先必须满足最基本的加减速功能，再考虑延长系统部件寿命。
从图中可见，传统的性能控制器被放在最底层——执行层中，这层控制器是实时运行的；协调层分析发动机信息对发动机及其部件的健康状况进行评估，并在线优化，这些工作是在线运行的，但不必实时；最高层为监视层，本层是离线运行，根据外部指令以及发动机健康状况，确定发动机控制模式。
1）执行层：在执行层中包含发动机部件级模型、变增益PID 控制器，其中部件级模型来自于现有的发动机部件级模型，其输入包括飞行外部条件、控制器输入、发动机性能退化量，输出为发动机参数（包括高低压转子转速、压力、温度）；变增益PID 控制器根据发动机反馈和高层指令，结合发动机各种限制给出合适的控制量。
2）协调层：协调层包括发动机性能和损伤估算以及延寿控制器，其中性能估算部分根据发动机实时输出，利用卡尔曼滤波结合最优估计理论估算发动机性能退化水平，延寿控制器根据发动机性能退化量或发动机运行状态，调整延寿控制器的控制策略，给出最优的控制性能。而损伤估算部分主要是为监视层服务，通过实时监视发动机关键部件的损伤情况，为监视层提供发动机部件损伤情况。
3）监视层：监视层实时监视发动机损伤以及飞行器损伤情况，当发动机或飞行器受损时，需要发动机提供额外的推力或加快响应时间时，监视层激活发动机应急控制，通过调整发动机控制中的各项约束，在短时间内提升发动机的推力，缩短发动机响应时间，以保证飞行器安全降落至地面。
数字电子控制系统中实现：由于部件或整机寿命的延长是通过对发动机性能折中和综合优化得到的，为避免性能控制器与延寿控制发生冲突，因此需要建立多级延寿控制系统，通过分级管理的手段，实现发动机性能和延寿目标。
来源：航空发动机
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