客机发动机转子噪声主动控制研究

基于飞机结构的振动信号和舱内噪声信号,采用FXLMS(Filtered-x Least Mean Square)算法设计主动降噪系统对发动机转子引起的飞机客舱内噪声进行区域化降噪控制。首先对主动降噪技术的基本原理以及采用的算法进行了阐述和推导;然后对客舱中布置的麦克风及振动传感器采集到的舱内噪声和结构振动信号进行分析,依据分析结果计算出舱内空间的声场分布情况,并在噪声较大区域安装麦克风作为主动降噪系统的降噪目标。基于相干性原理,计算了飞机结构振动信号与舱内噪声信号之间的相干性,并依据计算结果选取相干性最高的一组振动信号作为主动降噪系统的参考输入信号。最后在客舱中安装若干扬声器作为次级声源,实际测试其到目标区域麦克风之间的误差通道,根据测试的误差通道传递函数并结合振动、噪声数据进行主动降噪仿真。仿真结果表明设计的主动降噪系统能够在目标区域取得明显的降噪效果。     

激光跟踪仪角度采集系统设计及误差修正研究

高精度的角度采集和测量是激光跟踪仪实现跟踪和精密测量的关键。针对激光跟踪仪中采用的圆光栅编码器,本文介绍了一种基于FPGA的数据采集系统的设计与实现方法。该采集系统分为滤波、计数、通信三大模块。数字滤波模块用于消除跟踪控制过程中跟踪头振动、抖动产生的信号干扰;计数模块实现方波脉冲的倍频、辨向及计数;通信模块实现跨时钟域的数据传输。系统通过Modelsim仿真及实验测试验证了方法的可行性与可靠性。采用谐波分析方法对角度误差进行了修正,测量误差由3.5″降低到1.5″。本文设计的角度采集系统及谐波分析误差修正方法具有一定的通用性,可广泛应用于相关领域。     

多点简谐振动响应控制下的频响矩阵测试

应用频响矩阵建立了多维振动系统输入输出之间的数学模型。探讨了一种多点简谐振动响应受到控制时的频响矩阵测试方法;分析试验中系统的实际响应和预先设定的响应参考值之间的误差,通过多次采集响应信号和激励力信号建立响应矩阵和力矩阵,根据振动运动方程求极小范数解来作为对频响矩阵的估计;给出简谐振动响应控制的算法流程,并用实测的响应信号对频响矩阵精度进行评价。试验研究表明该方法的有效性,而且响应的幅值和相位控制均满足试验的要求。     

航空发动机振动测试系统设计

介绍了一种基于图形化虚拟仪器编程软件LabVIEW的振动测试采集系统设计方案,并且详细论述了实现性能测试步骤的功能和使用方法.本系统以美国NI公司的数据采集卡USB-6363 X Series DAQ为硬件平台,采用连续采集方式进行数据采集,并将数据存储到文本文件中.试验结果表明,该系统能够有效地完成振动信号的数据采集和图形显示.     

轴流叶片非接触式模态特性测试系统的开发与研究

为了克服目前常用的锤击测试方法在高频区域振动衰减过快、常规的激振及拾振器常采用接触方式使误差增大、以及对测试人员敲击技巧要求高等缺点,基于时域方法开发了轴流叶片激振和拾振均为非接触设备的模态测试系统。该系统采用Lab VIEW平台开发,除了具备测试轴流叶片的固有频率及振型功能外,基于频域带宽法和最小二乘法开发了模态阻尼及比例阻尼系数的辨识功能。该测试系统具有持续扫频激励的特点,可避免高频振动信号衰减过快而无法被准确测到的缺陷,同时它还具有无限次同工况重复及多点测试的优点,可避免测试中的漏频现象。研究结果表明:该测试系统能准确地测试出轴流叶片50~11000Hz内的模态特性,固有频率测试结果与锤击法的测试结果对比的相对误差均在0.6%以内,模态阻尼比测试结果自身对比的最大相对误差均在1%以下,比例阻尼系数求解误差都在可接受范围内。     

高速飞行器翼面结构热振动试验的TARMA模型方法

高速飞行器翼面结构的热振动试验研究对这类飞行器的设计和安全飞行具有重要的意义。采用时变自回归滑动平均(TARMA)模型方法建立了受热时变结构系统模态频率辨识的数学模型,并用一个数值算例进行了验证。将地面振动测试系统与瞬态热环境模拟系统相结合,设计了翼面结构热振动试验系统并模拟结构的瞬态温度场,同时对纯随机激振力激励下受热时变结构系统的振动位移信号进行测量,并用TARMA模型对时变固有频率进行了辨识,获得了前4阶固有频率随加热时间的变化规律,并将辨识结果与数值计算结果进行了比较,两者误差在5%以内。另外,在稳态均匀热环境下辨识得到的结构系统固有频率变化与数值计算结果也吻合得很好。通过将均匀温度场与瞬态温度场下的结果进行对比分析,指出了瞬态热环境下时变结构的固有频率随加热时间变化的趋势主要由结构材料属性的退化和结构内部不均匀热应力的影响共同决定。     

硬车削过程中声发射和振动信号的监测及分析

为了对硬车削过程进行监测和分析,本课题建立了一套基于虚拟仪器的信号采集系统,采集模具钢硬车削加工过程中的声发射和振动信号.对声发射和振动信号进行小渡变换并重构后,发现硬车削过程中的声发射和振动信号都与转速密切相关.随着转速的增高,淬硬钢的声发射信号也随着增大,但振动信号却随之减小.     

高速数据采集和分析系统研究

为了在地面实验中监测航空发动机的振动情况和进行故障诊断, 研制了高速数据采集系统、信号处理系统以及基于模糊聚类方法上的故障诊断系统。在数据采集系统中采用并行A/D结构以提高采集速度;研制高性能的数字倍频电路以准确实现整周期采样。利用软、硬件结合的方法对测试结果进行补偿, 提高了相位精度。用标准信号和现场试验信号进行考核, 结果表明该系统能很好满足测量要求。      

一种精度可调的速度测量系统的设计与实现

根据常用的频率采集方法,结合速度矢量信号的特点,提出了将速度矢量信号转换为不同相位的频率信号以实现速度矢量采集的设计思路,通过软硬件结合的方式实现速度采集系统.为提高系统的测试性,设计了自激励测试电路.为了解决速度变化带来的采样精度低问题,设计了采样时钟自动调整机制.经测试,采集结果准确,精度可调,可满足系统要求.     

空间载荷中利用调制光源去除PSD背景光影响的方法

针对用于精密位移测量的位置敏感探测器(PSD)敏感度高、易受背景光影响的问题,设计了利用开关光源去除背景光的PSD位置测量系统。该系统将光源调制为脉冲光,使用数字信号处理器(DSP)在PSD响应信号的高电平和低电平处分别进行采样,高电平处为光源和背景光叠加产生的信号,低电平处为背景光产生的信号,两信号相减即可去除背景光的干扰。在实际系统中利用专用调理电路转换放大PSD电流信号,通过高精度A/D采集后发送给DSP进行数据处理和坐标运算;在采集完一定样本数量的数据后,通过最小二乘法对试验数据进行线性标定,以减少线性误差。利用上述方法在背景光条件下分别进行了精度和线性度测试,试验结果表明,在背景光存在的条件下,该系统的测量精度可以由100μm提升到15μm,平均线性误差可以控制到13μm,采样周期最小为2 ms;在保证精度、速率和线性误差的同时有效消除了背景光的影响。     

基于小位移旋量的旋翼系统公差建模及分析

直升机的振动问题与加工制造技术紧密相关,降低制造误差可有效减小直升机的振动。为了分析直升机旋翼系统的几何回转精度,基于小位移旋量对零部件装配路径上的关键公差进行建模,通过齐次坐标变换方法对闭环链路上的误差传递进行分析,得到旋翼系统几何回转精度模型;在此基础上,与蒙特卡洛仿真相结合,对旋翼系统的实例模型进行分析。结果表明：旋翼桨叶根部在空间内的变动范围近似呈椭球形变化,在旋转过程中存在复杂的波动情况,桨叶根部在桨盘平面内的径向波动误差约为 0.58%,在垂直桨盘平面方向的波动相对较大,约为 0.89%。     

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.     

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。     

航空发动机叶片高精度自动测量系统

为了解决叶片完整型面自动测量存在的问题,提出了一种叶片高精度自动测量融合系统.系统结合双目三维扫描装置和电控转台,利用高精度校准平面旋转,通过平面拟合、虚拟转轴及角度计算,获取高精度四元数及中心位置坐标后完成自身定位.多次测量数据以中心坐标为中心,进行四元数运算,即可实现叶片实时测量融合.对融合后数据采用阈值迭代就近点(ICP)算法收敛处理消除机械转动误差.结果表明:系统装置综合精度为0.03~0.04mm,可自动、高效、稳定地实现发动机叶片的高精度测量.      

复合材料参数化桨叶的动力学减振优化设计

为了进行桨叶动力学优化设计,建立面向工程设计的复合材料多闭室C型梁桨叶剖面参数化模型,实现了桨叶剖面气动外形、内部结构组件、复合材料铺层设计的参数化,并提出了一种保持C型梁纤维面积恒定的参数化设计方法.采用全局寻优能力较强的多种群遗传算法(MPGA),集成参数化设计模型与旋翼有限元气动弹性综合分析模型,通过桨叶各剖面结构组件的参数优化实现了旋翼动力学减振.算例给出了"海豚"直升机桨叶剖面特性实测值与参数化桨叶模型计算值的对比,整体误差不超过3%,并用该参数化模型对桨叶进行动力学减振优化,实现了旋翼加权优化振动载荷系数减小4.15%,经过优化后桨叶的配重位置更加分散,有利于缓解桨叶内部应力/应变突变;而且部分配重分配到桨尖,提高了旋翼的自转惯量,增加了旋翼自转下滑的安全性.     

旋翼非定常动态失速的三维效应分析

采用建立的高精度计算流体动力学(CFD)方法,针对旋翼非定常动态失速的三维（3D）效应特性进行研究。以Helishape 7AD旋翼为基准,开展三维效应对旋翼非定常气动特性的影响分析。研究了来流马赫数对旋翼翼型动态失速特性影响。在此基础上,针对三维情形旋翼动态失速非定常涡流动特性及诱导分离特征开展了数值分析,通过与二维情形对比表明:受旋翼旋转、轴向诱导速度等三维效应影响,旋翼桨叶剖面动态失速涡的产生、对流和脱落明显滞后于二维翼型情形,并且涡强度也更弱。越靠近桨叶内段,桨叶剖面非定常动态失速特性与二维旋翼翼型情形的差距越为明显。      

基于非接触式测量的旋转叶片动应变重构方法

基于叶端定时非接触式测量和振动响应传递比的概念,开展高速旋转叶片动应变重构方法的研究。在频域内推导了叶片任意测点位移与任意测点动应变的传递比,给出了单模态共振下响应传递比关于位移和应变模态振型的解析表达式;建立旋转叶片的三维(3D)有限元模型,开展考虑旋转预应力效应的叶片模态分析,提取位移和应变模态振型,获得任意转速下叶端位移与叶根关键点动应变的传递比。开展高速旋转叶片叶端定时非接触式测量实验,采用周向傅里叶算法对叶端定时信号进行处理,获得叶片在不同转速单模态共振下的叶端位移,结合响应传递比,重构5个旋转叶片的关键点动应变。结果表明:旋转叶片在9000r/min和13000r/min转速下发生1阶共振时,与应变片实测结果相比,叶根处应力最大点、次大点和边缘点3个关键点的动应变平均重构误差均小于15%,验证了旋转叶片动应变重构方法的有效性。     

舰船纵横摇运动对旋翼瞬态气弹响应影响分析

为了研究舰船运动对舰载直升机旋翼瞬态气弹响应的影响,采用中等变形梁模型处理桨叶弹性变形,有限转角处理桨叶绕桨轴和铰的转动及舰船的横摇和纵摇运动,采用Hamilton原理建立了带有舰船运动的舰面旋翼瞬态气弹响应计算模型。通过与国外的试验值和计算值对比验证了本文计算方法的正确性,得到以下结论:(1)舰船的横摇运动对桨尖负向最大位移影响较小;(2)舰船的纵摇运动影响则较显著,随纵摇周期的减小和桨毂离舰船质心纵向距离的增加,桨尖最大负向位移增加显著,纵摇相位影响较为明显;(3)舰船与旋翼的气动和惯性耦合对旋翼瞬态气弹响应的非线性影响非常明显,计算中需计入两者共同的影响。     

主动扭转智能旋翼模型试验研究

在国内首次进行采用压电片驱动的碳纤维弯扭耦合梁作为驱动机构的智能旋翼风洞试验。试验结果表明:主动扭转智能旋翼在高转速前吹风状态下,受控状态下的可动桨尖沿扭转输出轴上下偏转可以明显改变桨叶气动力的相应谐波分量,进而影响桨叶的振动,试验为主动扭转智能旋翼用于直升机旋翼振动主动控制奠定硬件基础。     

涡轮复杂气冷叶盘结构变形分析模型简化方法

基于高压转子开展高压(HP)涡轮转子叶片叶尖变形分析可提高叶尖间隙的数值模拟精度，而高压涡轮转子叶片由于其复杂的气冷结构，有限元分析网格数量巨大；叶片和轮盘的榫接结构属于非线性分析，也需要足够的计算机时。针对该问题提出了一种复杂气冷叶片的简化方法和榫接结构接触计算简化方法，在不影响计算精度的前提下提高计算效率。采用该方法对典型结构高压涡轮转子进行了变形分析，与采用复杂气冷叶片模型和接触分析方法的变形分析结果进行比较。结果表明:涡轮叶片叶尖最大径向变形相对误差为0.47%，计算机时减少99%，证明简化方法和计算方法的有效性。