Multi-probe linear fitting and time of arrival linear correction method to analyze blade vibration based on blade tip timing without once-per-revolution

Blade vibration monitoring can ensure the safe operation of aero-engine rotor blades. Among the methods of blade vibration monitoring, Blade Tip Timing (BTT) method has attracted more and more attention because of its advantages of non-contact measurement. However, it is difficult to install the Once-Per-Revolution (OPR) probe in the confined space of aero-engine, and the failure and instability of the OPR signal will reduce the reliability of the blade vibration analysis results, which directly affects the accuracy of the blade vibration parameters identification. The Multi-Probe linear fitting and Time of Arrival (ToA) Linear Correction method based on the BTT (MP-LC-BTT) without OPR is proposed to reduce the errors of single probe linear fitting method for blade vibration displacement analysis. The proposed method can also correct the calculation error of blade vibration displacement due to the nonlinear change of rotation speed, which can improve the analysis accuracy of the blade vibration displacement. A new blade vibration model conforming to the actual vibration characteristics is established, and the effectiveness of the proposed method is verified by numerical simulation. Finally, the reliability and accuracy of the MP-LC-BTT method have been verified by the experiments which include two high-speed blade test-benches and an industrial axial fan. This method can be used in the actual aero-engine monitoring instead of the BTT method with OPR.     

Multi-coset angular sampling-based compressed sensing of blade tip-timing vibration signals under variable speeds

Blade Tip-Timing (BTT) has been regarded as a promising way of on-line blade vibration monitoring. But blind multi-band BTT vibration reconstruction is a big challenge under variable speeds and under-sampling. In order to deal with it, a novel Compressed Sensing (CS) method is proposed based on Multi-Coset Angular Sampling (MCAS) in this paper. First, multi-coset sampling scheme of BTT vibration signals is presented. Then the CS model of BTT vibration signals is derived in order domain. A sufficient condition of the number of BTT sensors is derived for perfect reconstruction and optimal placement of BTT sensors is determined by minimizing the condition number. In the end, numerical simulations are done to validate the proposed method and the performances of four reconstruction algorithms are compared, i.e., Orthogonal Matching Pursuit (OMP), Multiple Signal Classification (MUSIC), Basis Pursuit Denoising (BPDN) and Modified Focal Underdetermined System Solver (MFOCUSS). Influences of the sensor placement, the number of BTT sensors and measurement noises on the reconstruction performances are also testified. The results demonstrate that the proposed method is feasible and the overall performance of the BPDN algorithm is the best among the four algorithms. Also the reconstruction performance decreases with the accelerations of rotating speed.     

基于压缩感知的叶端定时信号参数辨识方法

叶端定时技术作为一种非接触式测量手段,在实际应用中的主要问题之一是测量信号欠采样。压缩感知方法是解决信号欠采样问题的有效手段,但由于求解过程中引入了正则化项,在提高稀疏度时,降低了幅值重构精度,而转子叶片振动幅值参数的准确辨识对于叶片动应力重构具有重要意义。将叶片振动方程设计矩阵与压缩感知字典相结合,在不依赖先验信息的条件下对叶片振动参数进行辨识。首先,根据振动方程设计矩阵形式及关注的最大振动频率,构造压缩感知字典;其次,通过叶端定时信号稀疏表示中的非零元素所在位置,从压缩感知字典中提取对应原子构成设计矩阵进而求得振动参数;接着,叶端定时（BTT）模拟仿真结果表明,所提方法可有效辨识叶片单模态、多模态振动参数;最后,开展旋转叶片振动测试试验,同时利用应变片和叶端定时系统采集振动信号,结果表明,与应变片测量结果相比,提出的方法振动频率辨识相对误差仅为0.14%;对比4个叶片的位移-应变传递比,其中偏离均值的最大百分比仅为2.15%。     

叶尖定时技术在转子叶片故障排除中的应用

介绍了基于叶尖定时的非接触振动测试系统的基本原理和数据分析方法，并将之应用于某型航空发动机压气机第5级转子叶片掉块故障分析。通过优化传感器的轴向分布和周向布局，分别测量3类叶片（原型、优化和削角）前缘和尾缘位置高阶振动信息，包括共振转速、频率和幅值。分别对比原型、优化叶片的前缘和尾缘测试结果，每类叶片的前缘和尾缘位置的共振幅值基本一致；对比3类叶片的前缘位置振动参数，优化叶片的共振转速较原型叶片有所增加，削角叶片的共振转速较优化叶片有所增加；对比原型、优化叶片尾缘位置振动参数，优化叶片的共振转速较原型叶片有所增加。可以判断:原型叶片发生疲劳断裂主要原因是其在工作转速4200 r/min出现高阶模态共振现象；优化叶片的共振转速较原型叶片增加40～80 r/min，叶片故障率降低，而削角叶片的共振转速较原型叶片增加140～180 r/min，且对应尾缘位置削角，可以排除叶片掉块故障。      

基于统计特征的航空发动机风扇外物撞击检测

为了检测识别航空发动机工作过程中的风扇外物撞击事件,采用非接触叶尖振动测量系统对风扇叶片叶尖振动位移进行实时采集与检测。通过风扇叶片非接触叶尖振动位移数据统计分析,发现叶尖振动位移服从正态分布,并采用Epps-Pulley假设检验证明。设计了基于统计特征的风扇叶片外物撞击叶尖振动位移检测算法,采用该方法获取了风扇转子不同转速下外物撞击叶尖振动位移检测阈值。对风扇转子转速为3000r/min状态下,直径16mm、质量为2.9g的外物弹体撞击风扇叶片的振动位移数据进行分析,并采用高速摄像系统对该方法识别结果的可靠性进行验证。结果表明:基于统计特征的发动机风扇外物撞击检测方法,能够准确识别外物撞击风扇叶片事件及发生撞击的叶片编号。     

基于压缩感知的整体叶盘多模态振动叶尖定时信号重构方法

叶尖定时测量技术是近年来发展的一种非接触式旋转叶片振动监测方法,具有非入侵性的优点,但是该系统测得的振动信号通常是欠采样的。为了能够重构叶尖定时欠采样信号,本文根据压缩感知理论以及叶尖定时采样原理引入了叶尖同步振动信号稀疏模型以及叶尖振动信号重构方法。对整体叶盘有限元模型进行瞬态分析得到叶尖振动信号,使用优化的正交匹配追踪算法以及基追踪对欠采样信号进行重构并和传统方法进行对比。计算结果表明：在信噪比为30dB的噪声环境下,限制频域的正交匹配追踪算法(OMP-RFD)可以准确地识别出叶尖振动信号的主要频率成分。最后使用试验所获得的叶尖振动信号进行重构,验证了OMP-RFD算法有效性。综上可知：压缩感知方法可以很好地应用于叶尖定时测量装置中,能够使用较少传感器识别叶尖同步振动欠采样信号参数,有效提高噪声环境下识别高阶频率的成功率以及准确度。     

等强度三维空心叶片的内部拓扑结构

以ANSYS软件为平台,基于双向渐进结构优化法对所提出的等强度风扇叶片的内部结构形式进行探索性研究,在对叶片内部结构进行拓扑优化的过程中提出了中面应力基准法,简化了优化模型,同时有针对性的解决了双向渐进结构优化法在应用中的一些技术问题,实现了等强度风扇叶片内部结构的优化,获得了内部结构的拓扑形式.所得结果可为发动机轻量化设计提供参考.      

激光冲击强化提高压气机叶片疲劳性能研究

根据1Cr11Ni2W2MoV不锈钢材料性能,确定了激光冲击强化参数;并通过标准试片疲劳试验,验证了该参数条件下激光冲击强化提高不锈钢材料振动疲劳寿命的有效性.设计了不锈钢叶片振动疲劳试验,确定了叶片冲击强化部位和方式,对强化叶片进行了型面检查、一阶弯曲振动疲劳试验和强化机理研究.结果表明:激光冲击强化后的叶片各个截面尺寸在设计范围之内,强化后叶片的应力-循环次数(S-N)曲线往上移动,提高了叶片的疲劳强度,在660MPa应力水平下,叶片的振动中值疲劳寿命提高70%;激光冲击强化引起的残余应力和表层微观组织变化是疲劳强度提高的主要原因.      

航空发动机转子叶片的声振疲劳特性试验

由于振动载荷、声载荷等会造成航空发动机转子叶片的高周疲劳失效,通过试验研究了发动机转子叶片的声振疲劳特性.首先研究了叶根边界条件对发动机转子叶片声响应特性的影响,对3组叶片施加不同的顶紧力,由低到高施加声载荷,试验得到不同叶根边界条件下叶片的声响应与声载荷的关系,并且得出叶根边界条件对转子叶片声响应大小有影响的结论.随后研究了叶片的声振疲劳特性,得出以下结论:声载荷作用下,叶片确实可以发生破坏.在两种不同的激励方式（随机振动激励与正弦振动激励）作用下叶片的频率下降略有不同,并且在动应力水平相同的条件下,发动机转子叶片在正弦振动激励下的寿命远大于其在随机振动激励下的寿命.      

Dynamic behavior of aero-engine rotor with fusing design suffering blade off

Fan blade off(FBO) from a running turbofan rotor will introduce sudden unbalance into the dynamical system,which will lead to the rub-impact,the asymmetry of rotor and a series of interesting dynamic behavior.The paper first presents a theoretical study on the response excited by sudden unbalance.The results reveal that the reaction force of the bearing located near the fan could always reach a very high value which may lead to the crush of ball,journal sticking,high stress on the other components and some other failures to endanger the safety of engine in FBO event.Therefore,the dynamic influence of a safety design named ‘‘fusing" is investigated by mechanism analysis.Meantime,an explicit FBO model is established to simulate the FBO event,and evaluate the effectiveness and potential dynamic influence of fusing design.The results show that the fusing design could reduce the vibration amplitude of rotor,the reaction force on most bearings and loads on mounts,but the sudden change of support stiffness induced by fusing could produce an impact effect which will couple with the influence of sudden unbalance.Therefore,the implementation of the design should be considered carefully with optimized parameters in actual aero-engine.     

高可靠小条件数压缩感知叶尖定时信号辨识

为增强基于任意角度压缩感知(CS)叶尖定时信号(BTT)重构的稳定性,采用小生境微种群遗传算法提出了基于小条件数的高稳定性传感器安装布置方法。研究发现:任意角度CS的恢复矩阵条件数越小,不同信噪比下同步和非同步振动信号重构误差越趋于稳定在较低范围,优化后发现条件数为1的排布方案下,相邻传感器角度间隔趋向于均布2m取K的形式。利用条件数为1的矩阵冗余特性,设计了高可靠性的传感器排布方案,数值试验和有限元仿真验证表明叶尖定时系统在失效一个传感器的情况下仍可稳定得到准确的重构结果。在信噪比为5 dB时,冗余排布相比参考排布的主倍频幅值重构误差降低4.4%以上,验证了采用最小条件数排布的任意角度CS信号辨识方法在噪声及传感器失效情况下仍可保证BTT测量结果的有效性和可靠性。      

基于等概率随机法的航空发动机转子叶片排序优化

对于盘片分离的航空发动机转子,叶片排序影响初始不平衡量,容易导致振动超限。在转子装配环节,精准、高效的叶片排序优化对于提高装配质量和效率有重要意义。针对此问题,基于单个叶片的质量矩模型,建立单级转子初始不平衡量模型,提出叶片排序优化的目标函数,研究一种基于“等概率随机”的搜索算法,实现在资源、时间消耗和优化效果之间取得平衡。仿真和验证结果表明,该研究方法可以精准、高效地优化叶片装配排序。与传统方法相比,单级转子的初始不平衡量大幅降低,转子的装配品质得到极大提高,已在实际生产中取得显著的应用效益。     

基于方差分析的航空发动机风扇叶片外物撞击识别

航空发动机工作过程中风扇外物撞击事件的检测与识别对飞机飞行安全至关重要。通过风扇叶片外物撞击试验平台模拟真实发动机受外物撞击的过程,研究风扇外物撞击规律与检测识别方法。针对航空发动机的机载参数和加装振动参数对风扇外物撞击事件识别难度高与识别准确率低的问题,开展了基于非接触风扇叶片叶尖振动测量的外物撞击检测试验,提出了基于非接触叶尖振动位移方差威布尔分布函数极大似然估计与自动门限检测系统的风扇叶片外物撞击自动门限识别方法,并获取了风扇转子不同转速下外物撞击叶尖振动位移方差识别门限值。选取风扇转子转速为3 000 r/min状态下,直径为16 mm、质量为2.9 g的外物弹体撞击风扇叶片的振动位移数据进行分析,并采用高速摄像系统对该方法识别结果的可靠性进行验证,结果表明：基于非接触叶尖振动位移方差分析法能够准确识别风扇叶片外物撞击事件、撞击叶片编号与撞击叶片数。     

Spatial transformation of general sampling-aliasing frequency region for rotating-blade parameter identification with emphasis on single-probe blade tip-timing measurement

Blade-health monitoring is intensely required for turbomachinery because of the high failure risk of rotating blades. Blade-Tip Timing (BTT) is considered as the most promising technique for operational blade-vibration monitoring, which obtains the parameters that characterize the blade condition from recorded signals. However, its application is hindered by severe undersampling and stringent probe layouts. An inappropriate probe layout can make most of the existing methods invalid or inaccurate. Additionally, a general conflict arises between the allowed and required layouts because of arrangement restrictions. For the sake of economy and safety, parameter identification based on fewer probes has been preferred by users. In this work, a spatial-transformation-based method for parameter identification is proposed based on a single-probe BTT measurement. To present the general Sampling-Aliasing Frequency (SAFE) map definition, the traditional time–frequency analysis methods are extended to a time-sampling frequency. Then, a SAFE map is projected onto a parameter space using spatial transformation to extract the slope and intercept parameters, which can be physically interpreted as an engine order and a natural frequency using coordinate transformation. Finally, the effectiveness and robustness of the proposed method are verified by simulations and experiments under uniformly and nonuniformly variable speed conditions.     

典型涡扇发动机陶瓷基复合材料涡轮叶片概念设计

为了推动先进航空发动机陶瓷基复合材料（CMCs）涡轮叶片设计技术进步,以典型涡扇发动机基准性能参数为原始数据,按照涡轮叶片正向设计流程,从气动设计,到结构设计,再到变形及强度分析,梳理出以材料强度为约束,发动机推力和耗油率为输入值,涡轮叶片叶身模型为结果的概念设计方法。设计了一种陶瓷基复合材料低压涡轮转子叶片,该叶片实心无冷却,设计工况下的气动性能、强度和振动特性仿真结果满足设计要求。安全储备系数可达1.8,涡轮盘外载预估减少50%,验证了陶瓷基复合材料用于先进航空发动机热端部件的可行性。涡轮效率提高0.98%～1.17%表明陶瓷基复合材料具有提升先进航空发动机热端部件性能的潜力。     

航空发动机叶片前后缘自由式砂带抛光技术

由于叶片前后缘(LTE)的轮廓形状和表面质量将对航空发动机的气动性能和叶片的疲劳性能产生直接影响,因此为提高前后缘的轮廓度和表面质量,通过对目前航空发动机叶片前后缘抛光所存在的问题进行分析,结合叶片前后缘抛光工艺要求,并基于自由式砂带抛光的工艺特点,提出了叶片前后缘自由式砂带抛光工艺方法;针对该抛光工艺方法,建立其砂带张紧力控制系统,确定了抛光加工中的砂带走刀步长计算公式及抛光轨迹规划方法;最后以某型号叶片的前后缘作为加工对象进行抛光实验研究。检测结果显示:叶片前后缘轮廓度误差小于0.01mm,其表面粗糙度小于0.4μm,证实了该抛光工艺方法对提高叶片前后缘的轮廓度和表面质量的有效性。     

多目标约束的精锻叶片几何重构优化算法

新型航空发动机已部分采用精密锻造工艺提高叶片的制造精度和效率。然而,精锻后的叶身型面与设计模型存在几何偏差,导致依据设计模型加工后的进/排气边与精锻的叶身型面不能很好地匹配。为了解决该问题,提出一种面向精锻叶片自适应加工的几何重构方法。首先,建立基于公差约束配准的目标函数,并采用粒子群优化（PSO）算法求解目标函数。其次,提出基于叶身变形趋势预测进/排气边轮廓的光顺重构算法。最后,通过精锻叶片自适应数控加工实验对提出的方案和算法进行验证。实验结果表明,该方案可以有效重构出合格的工艺模型,满足精锻叶片的精密数控加工要求。     

考虑鸟撞的航空发动机叶片动态拓扑优化设计

为了实现航空发动机冷端风扇叶片在考虑鸟撞情况下的轻量化设计,从结构拓扑优化计算的角度出发,对该问题展开深入的研究并提出具体的解决方案。针对叶片优化中存在的优化模型建立,结构动态工况优化,多条件约束并存处理,多工况联合优化等关键问题,进行了理论上的深入分析研究,阐述了结构多约束、多工况动态优化的理论基础,并结合相应的数值计算平台,提出了风扇叶片分步优化计算的方案,对航空发动机叶片进行拓扑优化计算。计算结果显示,最终的叶片轻量化结构满足所有鸟撞与离心载荷多工况的优化约束条件,拓扑结构中材料分布合理,在满足适航条例强度要求的同时质量减少达37.9%,具有一定的实际参考应用价值,同时所提出的动态优化计算方案,在工程结构的动态优化中具有广阔的应用前景。     

叶片振动应力的叶根振动监测法及实现技术

提出一种航空螺旋桨叶片振动应力监测方法—叶根振动监测法,通过监测螺旋桨振动来获得叶根振动激励,建立叶片振动计算传递矩阵模型,并由叶根激励振动计算叶片的振动响应和振动应力,进而实现对叶片振动应力的监测.叶根振动可以通过直接测量或由螺旋桨转子支承机匣监测振动换算获得.最后,通过对比桨叶振动应力的计算结果与飞行试验实测结果验证该方法.结果表明,叶根振动监测法简便、易行,可以进一步应用.      

超临界机组末级叶片典型截面的叶型设计

针对超临界机组末级长叶片的设计特点,采用遗传算法和人工神经网络,提出对长叶片典型截面叶型进行分区优化设计思想,并对原型与改型进行了多工况点的数值计算,结果表明,将叶型吸力侧后半段由直线型改为内凹型,能够显著降低超声速叶型在超声速工况范围内的叶型损失。对叶型前缘以及压力侧的局部优化设计能够改善超声速叶型在临界马赫数工况下的气动性能。优化设计最大程度地减小了样本空间,提高了优化效率。