[发明专利]一种退役航空发动机再利用的智能寿命延长控制方法

权利要求书

1.一种退役航空发动机再利用的智能寿命延长控制方法，其特征在于，包括以下步骤：

S1：建立热机械疲劳寿命模型

以涡轮导向叶片作为代表发动机寿命的寿命限制部件，根据发动机性能参数和涡轮导向叶片材料特性参数，建立热机械疲劳寿命模型；

S2：设计加速度限制计划

限制发动机加速过程中的加速度，在加速前期、加速中期、加速后期分别设计不同的加速度限制计划；

S3：优化加速度限制计划

以延长寿命和提高动态性能为目的，采用评价函数法构造目标函数，将多目标优化问题转化为单目标优化问题；

S4：延寿控制规律

将热机械疲劳寿命模型、加速度限制计划加入主控制器中，与发动机整机模型进行联合仿真，通过不断优化迭代获取加速度限制计划中的各个参数值，确定最终的加速度限制计划即为延寿控制规律。

2.根据权利要求1所述的退役航空发动机再利用的智能寿命延长控制方法，其特征在于，所述步骤S1中的热机械疲劳寿命模型具体是：

选取涡轮导向叶片来作为代表发动机寿命的寿命限制部件，建立相应的疲劳寿命模型；其中，热机械疲劳应力包括机械应力和热应力；

机械应力为涡轮导向叶片单位面积所承受的附加内力，与叶片表面压强呈正相关，机械应力σ_mech采用下式(1)进行计算

式中，P₄₁和P₄₅分别为涡轮前和涡轮后压力，P₀为涡轮初始压力；

热应力σ_thermal采用下式(2)进行计算

式中，α为叶片材料线膨胀系数；E为材料弹性模量，弹性模量的计算通过温度进行拟合；T₄₁和T₄₅分别为涡轮前和涡轮后温度，T₀为叶片初始温度；

总应力σ_total为热应力和机械应力的线性叠加，如式(3)

σ_total＝σ_mech+σ_thermal (3)

涡轮导向叶片的总应力差Δσ_total为

获得叶片的总应力差后，总应变差Δε_total通过式(5)计算：

式中，K′为循环强度系数，n′为循环应变硬化指数；

在获取部件总应变差之后，采用Manson-Coffin公式进行疲劳寿命的计算，如式(6)：

式中，σ′_f为疲劳强度系数，b为疲劳强度指数，ε′_f为疲劳延性系数，c为疲劳延性指数；

考虑涡轮叶片的蠕变损伤，实际寿命N′_f为

N′_f＝0.1N_f (7)。

3.根据权利要求2所述的退役航空发动机再利用的智能寿命延长控制方法，其特征在于，所述步骤S3具体是：

选择总应变差Δε_total作为代表叶片寿命的直接因素，作为目标函数，如式(8)所示：

J₁＝Δε_total (8)

采用时间乘误差积分准则作为目标函数，如式(9)所示：

式中，n_r为期望转速，n(t)为发动机实际转速；

采用评价函数法，将其转化为单目标优化，如式(10)所示：

J_fitness＝α·J₁+(1-α)·J₂ (10)

其中，α为权值系数。