一种检测航空发动机风扇叶片颤振故障的方法

摘要

一种检测航空发动机风扇叶片颤振的方法，利用航空发动机的测速齿盘、电涡流位移传感器、信号调理器、数据采集卡和计算机测量航空发动机的扭转振动，对航空发动机地面台架试车、机载地面试车和机动飞行条件下的扭转振动进行实时监测。通过检测转子扭振信号中包含的风扇叶片颤振特征频率，判断风扇叶片的气弹状态，诊断航空发动机叶片颤振故障，提高发动机的可靠性和可维护性。本发明直接从航空发动机轴系上测得扭转振动信号，能清晰地反映颤振的故障信息，测量得到的扭转振动信号成分简单，便于分析，克服了目前常规测量方法的工程局限性，确保能在发动机地面台架试车、机载地面试车和机动飞行等各种条件下实施风扇叶片的颤振的实时监测。

权利要求

1.一种检测航空发动机风扇叶片颤振故障的方法，其特征在于，包括以下步骤：第一步：确定脉冲宽度；采集齿盘各齿使电涡流位移传感器产生的电脉冲；电涡流位移传感器通过振动信号传输线将所述的电脉冲信号送入信号调理器，信号调理器将电脉冲信号进行整流处理，并将其送入数据采集卡；所述的脉冲宽度包括各齿对应的脉冲宽度τi和各齿隙对应的脉冲宽度τj，所述的脉冲宽度τi和τj均为时间量；数据采集卡的模/数转换器对电脉冲信号进行模/数转换后，由数据采集卡的计数器通过自身产生的F1=20MHz时钟脉冲确定测速齿盘上各齿对应的脉冲宽度τi和各齿隙对应的脉冲宽度τj，所述的脉冲宽度τi和τj为时间量；

τi=ni/F1 (1)

τj＝nj/F1 （2）

其中，ni为各齿脉冲宽度对应的时钟脉冲个数；nj为各齿隙脉冲宽度对应的时钟脉冲个数；τi为测速齿盘上各齿对应的脉冲宽度，其中i=1,3,5,...,2N-1；τi为测速齿盘上各齿对应的脉冲宽度，其中j=2,4,6,...,2N；

信号调理器通过数据线将τi和τj传输给计算机；

第二步：确定转子瞬时角速度

利用发动机的测速齿盘上均匀分布的各齿的宽度Δθ1、各齿隙的宽度Δθ2、各齿对应的脉冲宽度τi和各齿隙对应的脉冲宽度τj，通过公式（3）得到发动机转子的瞬时角速度；

转子的瞬时角速度Ω为：

其中，N为测速齿盘齿数，τi为各齿对应的脉冲宽度，其中i=1,3,5,...,2N-1；τj为各齿隙对应的脉冲宽度，其中j=2,4,6,...,2N；Δθ1为各齿的宽度，Δθ2为各齿隙的宽度；

第三步：确定转子是否发生扭转振动

通过所获得的转子瞬时角速度Ω判断转子是否发生扭转振动；

当

时

则证明转子没有发生扭转振动；

当

Ω≠Ω0 （5）时，

并且转子瞬时角速度Ω沿着稳定角速度值Ω0上下波动，则发动机转子发生扭转振动；

公式（4）和（5）中，Ω0是转子在稳态工作时的瞬时角速度，为常数，τi为各齿对应的脉冲宽度，其中i=1,3,5,...,2N-1；τj为各齿隙对应的脉冲宽度，其中j=2,4,6,...,2N；

Δθ1为各齿的宽度，Δθ2为各齿隙的宽度，N为测速齿盘的齿数；

当转子瞬时角速度Ω为常数，转子没有发生扭转振动时，重复第一步至第三步，对转子扭振继续检测，直至发动机停车；当发动机工作中，转子瞬时角速度Ω不为常数，转子发生扭转振动时，则进入第四步；

第四步：分析扭转振动信号

利用傅里叶方法分析发生扭转振动时的转子瞬时角速度，得到了转子瞬时角速度的频谱图；如频谱图中包含了风扇叶片自振频率成分，说明叶片已发生颤振；经过上述步骤，确定发动机风扇叶片产生颤振故障。

说明书

一种检测航空发动机风扇叶片颤振故障的方法

技术领域

[0001] 本发明涉及航空发动机领域，具体是一种监测发动机风扇叶片颤振故障的方法。

背景技术

[0002] 叶片颤振是发动机在运行中常常出现的问题，颤振是典型的升力系统处于失速攻角附近所发生的气动弹性失稳现象。颤振问题导致的叶片高频振动常常会造成疲劳破坏，颤振疲劳失效是由于叶片在特定条件下与叶片弹性耦合，出现气动弹性失稳现象而导致的疲劳失效。颤振疲劳失效属于低周疲劳失效，失效的应力水平高，损伤的疲劳循环次数低。发动机风扇叶片一旦发生颤振，如果不及时发现和控制，往往在短时间内造成叶片的损伤，带来灾难性后果。因此，实时地、准确地监测叶片颤振的发生具有重要的意义。

[0003] 现有叶片颤振的实验检测方法有限。应变量电测法是目前应用最广泛、在试验技术上已非常完善的接触式测量方法，能较好地确定叶片的振动特性和响应结果。但是，应变计在贴片引线和引电器安装过程中需对发动机转子结构进行改装，而且，监测叶片数量受限会影响整级叶片最大振动应力测量的准确性，应变计、引电器的改装成本、安装周期和使用寿命都会限制其应用。该方法只能应用于部件的科研过程中，无法在发动机试车和服役过程中使用。

[0004] 近些年开展了非接触式叶片振动测量技术研究，非接触式叶片振动测试系统由光纤传感器、光电变换器、信号预处理器、计数器卡、叶片振动数据采集分析软件组成，逐渐应用于压气机试验和发动机台架试车中。但是，非接触式叶片振动测试原理决定了非接触式探头必须采用外置、附加的安装方式，因此无法在发动机服役的情况下使用。

[0005] 要克服上述的问题，关键在于不改变发动机风扇结构，在发动机实际使用条件下能够实时监测风扇叶片颤振故障。

发明内容

[0006] 为克服现有方法中存在的难于在发动机实际使用情况下监测风扇叶片颤振故障的不足，本发明提出了一种检测航空发动机风扇叶片颤振故障的方法。

[0007] 本发明包括以下步骤：

[0008] 第一步：确定脉冲宽度。采集齿盘各齿使电涡流位移传感器产生的电脉冲。电涡流位移传感器通过振动信号传输线将所述的电脉冲信号送入信号调理器，信号调理器将电脉冲信号进行整流处理，并将其送入数据采集卡。所述的脉冲宽度包括各齿对应的脉冲宽度τi和各齿隙对应的脉冲宽度τj，所述的脉冲宽度τi和τj均为时间量。数据采集卡的模/数转换器对电脉冲信号进行模/数转换后，由数据采集卡的计数器通过自身产生的F1＝20MHz时钟脉冲确定测速齿盘上各齿对应的脉冲宽度τi(i＝1，3，5，...，2N-1)和各齿隙对应的脉冲宽度τj(j＝2，4，6，...，2N)，所述的脉冲宽度τi和τj为时间量。

[0009] τi＝ni/F1(1)

[0010] τj＝nj/F1(2)

[0011] 其中，ni为各齿脉冲宽度对应的时钟脉冲个数；nj为各齿隙脉冲宽度对应的时钟脉冲个数。

[0012] 信号调理器通过数据线将τi和τj传输给计算机。

[0013] 第二步：确定转子瞬时角速度

[0014] 利用发动机的测速齿盘上均匀分布的各齿的宽度Δθ1、各齿隙的宽度Δθ2、各齿对应的脉冲宽度τi(i＝1，3，5，...，2N-1)和各齿隙对应的脉冲宽度τj(j＝2，4，6，...，2N)，通过公式(3)得到发动机转子的瞬时角速度。

[0015] 转子的瞬时角速度Ω为：

[0016]

[0017] 其中，N为测速齿盘齿数，τi(i＝1，3，5，...，2N-1)为各齿对应的脉冲宽度，τj(j＝2，4，6，...，2N)为各齿隙对应的脉冲宽度，Δθ1为各齿的宽度，Δθ2为各齿隙的宽度。

[0018] 第三步：确定转子是否发生扭转振动

[0019] 通过所获得的转子瞬时角速度Ω判断转子是否发生扭转振动；

[0020] 当

[0021] 时

[0022] 则证明转子没有发生扭转振动；

[0023] 当

[0024] Ω≠Ω0(5)时，

[0025] 并且转子瞬时角速度Ω沿着稳定角速度值Ω0上下波动，则发动机转子发生扭转振动。

[0026] 公式(4)和(5)中，Ω0是转子在稳态工作时的瞬时角速度，为常数，τi(i＝1，3，5，...，2N-1)为各齿对应的脉冲宽度，τj(j＝2，4，6，...，2N)为各齿隙对应的脉冲宽度，Δθ1为各齿的宽度，Δθ2为各齿隙的宽度，N为测速齿盘的齿数。

[0027] 当转子瞬时角速度Ω为常数，转子没有发生扭转振动时，重复第一步至第三步，对转子扭振继续检测，直至发动机停车；当发动机工作中，转子瞬时角速度Ω不为常数，转子发生扭转振动时，则进入第四步。

[0028] 第四步：分析扭转振动信号

[0029] 利用傅里叶方法分析发生扭转振动时的转子瞬时角速度，得到了转子瞬时角速度的频谱图；如频谱图中包含了风扇叶片自振频率成分，说明叶片已发生颤振；经过上述步骤，确定发动机风扇叶片产生颤振故障。

[0030] 本发明利用安装在发动机低压转子上的测速齿盘，测量风扇叶片颤振引起的风扇扭转振动。根据风扇扭转振动中是否存在叶片颤振特征，判定叶片是否发生颤振，由此实现对风扇叶片颤振故障的实时在线监测。

[0031] 利用本发明提出的技术方案，当发动机在稳态工作时，若转子瞬时角速度为常数，发动机转子不发生扭转振动，证明风扇叶片不颤振；若转子瞬时角速度发生波动，发动机转子发生扭转振动。对转子扭转振动信号进行频谱分析，若包含叶片颤振频率成分，则说明叶片发生颤振。

[0032] 本发明利用航空发动机的测速齿盘、电涡流位移传感器、信号调理器、数据采集卡和计算机测量航空发动机低压转子的扭转振动，并通过检测转子扭振信号中包含的风扇叶片颤振频率成分，监测风扇叶片的颤振，易于实现航空发动机地面台架试车和实际机载运行条件下的实时监测，提高发动机的可靠性和可维护性，克服了目前常规测量方法的局限性，确保能在发动机地面台架试车和实际机载运行条件下实施风扇叶片颤振的实时监测。

附图说明

[0033] 附图1是扭转振动测量原理图；

[0034] 附图2是数据采集卡计数器工作原理图；

[0035] 附图3是扭转振动发生时，瞬时角速度波动数值仿真信号；

[0036] 附图4是扭转振动发生时，瞬时角速度波动实验测量信号；

[0037] 附图5扭转振动信号频谱分析

[0038] 附图6是方法流程图

[0039] 1.测速齿盘 2.电涡流位移传感器 3.信号调理器 4.数据采集卡 5.计算机[0040] A.电脉冲 B.时钟脉冲 C.风扇叶片1阶自振频率

具体实施方式

[0041] 实施例一

[0042] 本实施例是用于检测某型航空发动机风扇叶片颤振故障的方法。

[0043] 本实施例的测量原理如图1所示。所使用的检测装置由测速齿盘1、电涡流位移传感器2、信号调理器3、数据采集卡4和计算机5组成。

[0044] 测速齿盘1为航空发动机风扇转子上的现有构件，与发动机转子同转；所述的测速齿盘1的齿数N＝36。电涡流位移传感器2安装在测速齿盘1的径向或轴向位置，对准测速齿盘1的任意齿。电涡流位移传感器2通过振动信号传输线与信号调理器3相连。数据采集卡4与信号调理器3集成，信号调理器3通过USB数据线与计算机5连接。

[0045] 本实施例的检测过程包括以下步骤：

[0046] 第一步：确定脉冲宽度。采集齿盘1各齿使电涡流位移传感器2产生的电脉冲A。当发动机在稳态下工作时，测速齿盘1的每一个齿都使电涡流位移传感器2产生电脉冲。电涡流位移传感器2通过振动信号传输线将所述的电脉冲信号送入信号调理器3，信号调理器3将电脉冲信号进行整流处理，并将其送入数据采集卡4。所采集的电脉冲为方波信号。

[0047] 所述的脉冲宽度包括各齿对应的脉冲宽度τi和各齿隙对应的脉冲宽度τj，所述的脉冲宽度τi和τj均为时间量

[0048] 数据采集卡4的模/数转换器对电脉冲信号进行模/数转换后，由数据采集卡的计数器通过自身产生的F1＝20MHz时钟脉冲B确定测速齿盘上各齿对应的脉冲宽度τi(i＝1，3，5，...，2N-1)和各齿隙对应的脉冲宽度τj(j＝2，4，6，...，2N)。本实施例中，τi(i＝1，3，5，...，71)，τj(j＝2，4，6，...，72)。

[0049] τi＝ni/F1(1)

[0050] τj＝nj/F1(2)

[0051] 其中，ni为各齿脉冲宽度对应的时钟脉冲个数；nj为各齿隙脉冲的宽度对应的时钟脉冲个数。

[0052] 信号调理器3通过USB数据线将τi和τj传输给计算机5。

[0053] 第二步：确定转子瞬时角速度

[0054] 在发动机的测速齿盘上均匀分布有36个齿，其中各齿的宽度为Δθ1，各齿隙的宽度为Δθ2，本实施例的各齿的宽度和各齿隙的宽度如表1所示；

[0055] 表1

[0056]

[0057] 利用各齿的宽度Δθ1、各齿隙的宽度Δθ2、各齿对应的脉冲宽度τi(i＝1，...，71)和各齿隙对应的脉冲宽度τj(j＝2，4，6，...，72)，通过公式(3)得到发动机转子的瞬时角速度；

[0058] 转子的瞬时角速度Ω为：

[0059]

[0060] 其中，N＝36为测速齿盘齿数，τi(i＝1，3，5，...，2N-1)为各齿对应的脉冲宽度，τj(j＝2，4，6，...，2N)为各齿隙对应的脉冲宽度，Δθ1为各齿的宽度，Δθ2为各齿隙的宽度；

[0061] 第三步：确定转子是否发生扭转振动

[0062] 通过所获得的转子瞬时角速度Ω判断转子是否发生扭转振动；

[0063] 当

[0064] 时

[0065] 则证明转子没有发生扭转振动；

[0066] 当

[0067] Ω≠Ω0(5)时，

[0068] 并且转子瞬时角速度Ω沿着稳定角速度值Ω0上下波动，则发动机转子发生扭转振动。

[0069] 公式(4)和(5)中，Ω0为常数，是转子在稳态工作时的瞬时角速度，τi(i＝1，3，5，...，2N-1)为各齿对应的脉冲宽度，τj(j＝2，4，6，...，2N)为各齿隙对应的脉冲宽度，Δθ1为各齿的宽度，Δθ2为各齿隙的宽度，N为测速齿盘1的齿数，本实施例中，N为36；
当发动机转子运行至9000转/分，即Ω0＝942.48rad/s时，如图4所示，转子瞬时角速度Ω不为常数Ω0，而是沿着稳定角速度值Ω0上下波动，则发动机转子发生扭转振动。

[0070] 当转子瞬时角速度Ω为常数转子没有发生扭转振动时，重复第一步至第三步，对转子扭振继续检测，直至发动机停车。当发动机工作时，转子瞬时角速度Ω不为常数转子发生扭转振动时，则进入第四步。

[0071] 第四步：分析扭转振动信号

[0072] 通过发动机出厂时确定的风扇叶片低阶次自振频率，已知风扇叶片前3阶模态对应的自振频率，本实施例中风扇叶片1阶自振频率为200Hz；

[0073] 利用傅里叶方法分析发生扭转振动时的转子瞬时角速度，得到了转子瞬时角速度的频谱图。如图5所示，该频谱图中包含了风扇叶片1阶自振频率C的成分F＝200Hz，说明叶片已发生颤振。

[0074] 经过上述步骤，确定某型航空发动机风扇叶片产生颤振故障。

[0075] 实施例二

[0076] 本实施例是用于检测某型航空发动机风扇叶片颤振故障的方法。

[0077] 本实施例的测量原理如图1所示。所使用的检测装置由测速齿盘1、电涡流位移传感器2、信号调理器3、数据采集卡4和计算机5组成。

[0078] 测速齿盘1为航空发动机风扇转子上的现有构件，与发动机转子同转；所述的测速齿盘1的齿数N＝34。电涡流位移传感器2安装在测速齿盘1的径向或轴向位置，对准测速齿盘1的任意齿。电涡流位移传感器2通过振动信号传输线与信号调理器3相连。数据采集卡4与信号调理器3集成，信号调理器3通过USB数据线与计算机5连接。

[0079] 本实施例的检测过程包括以下步骤：

[0080] 第一步：确定脉冲宽度。采集齿盘1各齿使电涡流位移传感器2产生的电脉冲A。当发动机在稳态下工作时，测速齿盘1的每一个齿都使电涡流位移传感器2产生电脉冲。电涡流位移传感器2通过振动信号传输线将所述的电脉冲信号送入信号调理器3，信号调理器3将电脉冲信号进行整流处理，并将其送入数据采集卡4。所采集的电脉冲为方波信号。

[0081] 所述的脉冲宽度包括各齿对应的脉冲宽度τi和各齿隙对应的脉冲宽度τj，所述的脉冲宽度τi和τj均为时间量

[0082] 数据采集卡4的模/数转换器对电脉冲信号进行模/数转换后，由数据采集卡的计数器通过自身产生的F1＝20MHz时钟脉冲B确定测速齿盘上各齿对应的脉冲宽度τi(i＝1，3，5，...，2N-1)和各齿隙对应的脉冲宽度τj(j＝2，4，6，...，2N)。本实施例中，τi(i＝1，3，5，...，31)，τj(j＝2，4，6，...，32)。

[0083] τi＝ni/F1(1)

[0084] τj＝nj/F1(2)

[0085] 其中，ni为各齿脉冲宽度对应的时钟脉冲个数；nj为各齿隙脉冲的宽度对应的时钟脉冲个数。

[0086] 信号调理器3通过USB数据线将τi和τj传输给计算机5。

[0087] 第二步：确定转子瞬时角速度

[0088] 在发动机的测速齿盘上均匀分布有34个齿，其中各齿的宽度为Δθ1，各齿隙的宽度为Δθ2，本实施例的各齿的宽度和各齿隙的宽度如表2所示；

[0089] 表2

[0090]

[0091] 利用各齿的宽度Δθ1、各齿隙的宽度Δθ2、各齿对应的脉冲宽度τi(i＝1，...，31)和各齿隙对应的脉冲宽度τj(j＝2，4，6，...，32)，通过公式(3)得到发动机转子的瞬时角速度；

[0092] 转子的瞬时角速度Ω为：

[0093]

[0094] 其中，N＝34为测速齿盘齿数，τi(i＝1，3，5，...，2N-1)为各齿对应的脉冲宽度，τj(j＝2，4，6，...，2N)为各齿隙对应的脉冲宽度，Δθ1为各齿的宽度，Δθ2为各齿隙的宽度；

[0095] 第三步：确定转子是否发生扭转振动

[0096] 通过所获得的转子瞬时角速度Ω判断转子是否发生扭转振动；

[0097] 当

[0098] 时

[0099] 则证明转子没有发生扭转振动；

[0100] 当

[0101] Ω≠Ω0(5)时，

[0102] 并且转子瞬时角速度Ω沿着稳定角速度值Ω0上下波动，则发动机转子发生扭转振动。

[0103] 公式(4)和(5)中，Ω0为常数，是转子在稳态工作时的瞬时角速度，τi(i＝1，3，5，...，2N-1)为各齿对应的脉冲宽度，τj(j＝2，4，6，...，2N)为各齿隙对应的脉冲宽度，Δθ1为各齿的宽度，Δθ2为各齿隙的宽度，N为测速齿盘1的齿数，本实施例中，N为34；
当发动机转子运行至7500转/分，即Ω0＝785.40rad/s时，转子瞬时角速度Ω不为常数Ω0，而是沿着稳定角速度值Ω0上下波动，则发动机转子发生扭转振动。

[0104] 当转子瞬时角速度Ω为常数转子没有发生扭转振动时，重复第一步至第三步，对转子扭振继续检测，直至发动机停车。当发动机工作时，当转子瞬时角速度Ω不为常数转子发生扭转振动时，则进入第四步。

[0105] 第四步：分析扭转振动信号

[0106] 通过发动机出厂时确定的风扇叶片低阶次自振频率，已知风扇叶片前3阶模态对应的自振频率，本实施例中风扇叶片1阶自振频率为300Hz；

[0107] 利用傅里叶方法分析发生扭转振动时的转子瞬时角速度，得到了转子瞬时角速度的频谱图。该频谱图中包含了风扇叶片1阶自振频率C的成分F＝300Hz，说明叶片已发生颤振。

[0108] 经过上述步骤，确定某型航空发动机风扇叶片产生颤振故障。