CN112665715B - 一种航空发动机的振动故障检测系统及方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种航空发动机的振动故障检测系统及方法，试验容腔用于为航空发动机提供从低压到高压循环更换的试验环境；安装组件用于支撑航空发动机；传感器网络组件固定在航空发动机的壳体上并组成监测网络以实时监测航空发动机不同点位的振动频率；声波收集组件用于确定航空发动机在低压到高压的试验环境内的声波变化；数据处理系统根据传感器网络组件的监测数据在低压到高压的振动幅值以及声波收集组件输出的声波变化判断振动故障；数据处理系统通过循环更换试验容腔内的试验环境以区分航空发动机的纯机械振动和声波干扰振动并判断航空发动机的不同故障；本发明将通过分析不同工作频率下的振动幅值来分别识别航空发动机新发生的振动故障。

Description

一种航空发动机的振动故障检测系统及方法

技术领域

本发明涉及航空发动机技术领域，具体涉及一种航空发动机的振动故障检测系统及方法。

背景技术

航空发动机是一种高度复杂和精密的热力机械，作为飞机的心脏，不仅是飞机飞行的动力，也是促进航空事业发展的重要推动力，人类航空史上的每一次重要变革都与航空发动机的技术进步密不可分，振动检测是状态检测的手段之一，任何机械在输入能量转化为有用功的过程中均会产生振动，振动的强弱与变化和故障有关，非正常的震动感增强表明故障趋于严重，不同的故障引起的振动特征各异，相同的振动可能是不同的故障。

目前大多的振动故障检测系统，对发动机振动测试系统故障的判断都主要以人工检查振动传感器为主，即利用电压表检查传感器线路或者电磁振动台进行激励传感器判断响应输出是否符合要求。

但是这种振动故障检测方式还存在的缺陷如下：只能检测出振动故障，而无法在检测的过程中确定故障原因。

发明内容

本发明的目的在于提供一种航空发动机的振动故障检测系统及方法，以解决现有技术中只能检测出振动故障，而无法在检测的过程中确定故障原因的技术问题。

为解决上述技术问题，本发明具体提供下述技术方案：

一种航空发动机的振动故障检测系统，包括：

试验容腔，用于为航空发动机提供故障检测的试验环境，且提供从低压到高压循环更换的试验环境；

安装组件，用于支撑航空发动机并防止所述航空发动机由于振动而移位；

传感器网络组件，包括若干个传感器，若干个所述传感器固定在所述航空发动机的壳体上并组成监测网络，以实时监测所述航空发动机不同点位的振动频率；

声波收集组件，用于确定所述航空发动机在低压到高压的试验环境内的声波的大小和波形变化；

数据处理系统，分别与所述传感器网络组件、所述航空发动机和所述声波放大组件电性连接，用于根据所述传感器网络组件的监测数据在低压到高压的振动幅值以及所述声波收集组件输出的声波变化判断振动故障；

所述数据处理系统通过循环更换所述试验容腔内的试验环境以区分所述航空发动机的纯机械振动和声波干扰振动并判断所述航空发动机的不同故障，且所述数据处理系统通过变频调控单元调整所述航空发动机的振动频率以区分新故障和已记录的故障。

作为本发明的一种优选方案，所述数据处理系统通过所述变频调控单元调控所述航空发动机按照振动频率从小到大的顺序依次工作，且所述航空发动机按照某一振动频率工作时，所述数据处理系统调控所述试验容腔分别按照从低压到高压循环更换的方式工作；

所述数据处理系统依次处理所述传感器网络组件在所述航空发动机不同振动频率以及不同的气压环境下的振动幅值，且所述数据处理系统通过对比所述振动幅值的比例增长参数来判断振动故障。

作为本发明的一种优选方案，还包括声波放大组件，与所述数据处理系统电性连接，用于将所述航空发动机在标准气压试验环境中的声波进行放大以进一步提高所述航空发动机在同一振动频率下的振动幅值，所述声波放大组件通过放大振动幅值来提高所述传感器网络组件对振动故障检测的灵敏度。

为解决上述技术问题，本发明还进一步提供下述技术方案：一种应用于航空发动机振动故障检测系统的检测方法，包括以下步骤：

步骤100、将航空发动机置于试验空腔内，调试所述航空发动机在所述试验空腔的真空环境和不同压强下的工作，并利用传感器组件和所述声波收集组件实时监测所述航空发动机的纯机械振动状态以及声波干扰振动状态；

步骤200、调控所述航空发动机按照输出频率由小到大的顺序进行工作，且在所述航空发动机按照输出频率工作时，调控所述试验空腔按照从低压到高压的顺序提供试验环境；

步骤300、横向对比所述航空发动机在同一工作频率，且不同的气压环境下的振动变化，同时通过声波收集组件横向对比所述航空发动机在同一工作频率，且不同的气压环境下的声波大小变化和声波波形变化，以通过纯机械振动和干扰振动确定所述航空发动机的振动故障；

步骤400、纵向对比所述航空发动机在不同工作频率，且同一气压环境下的振动幅值的线性变化，且同样通过声波收集组件纵向对比所述航空发动机在不同工作频率，且同一气压环境下的声波大小变化幅度和声波波形变化，以通过纯机械振动和干扰振动的线性变化判断所述所述航空发动机的振动故障。

作为本发明的一种优选方案，横向对比所述航空发动机在同一工作频率且不同的气压环境下的振动变化，以确定所述航空发动机的纯机械振动以及所述航空发动机在输出声波干扰下的声波干扰振动，且计算所述航空发动机声波干扰振动变化幅度与所述气压增长的线性关系，具体的实现方法为：

在所述试验空腔为真空环境时，所述传感器组件的监测数据为所述航空发动机的纯机械振动；

在所述试验空腔的试验环境从真空环境按照固定间隔调整至标准大气压变化时，所述航空发动机发出的声波作用在所述航空发动机的壳体上带动所述航空发动机振动，所述传感器组件的监测数据具体为结合所述航空发动机的纯机械振动和声波干扰振动的总振动；

根据总振动与所述纯机械振动计算所述固定间隔气压对所述航空发动机的振动变化幅值生成振动-气压二维坐标图，确定同一气压的不同声波大小对所述航空发动机的振动幅值变化，并计算气压值与所述振动变化幅值之间的线性关系。

作为本发明的一种优选方案，所述航空发动机在同一工作频率，不同的气压环境下的振动幅值分别对应为f(a)、f(a+b)、f(a+2b)、f(a+3b)……f(a+nb)。

作为本发明的一种优选方案，纵向对比所述航空发动机在不同工作频率且在同一气压的工作条件下，所述航空发动机的壳体的纯机械振动和声波干扰振动的变化，具体的实现方法为：

将所述试验空腔重新抽气为真空环境时，增大所述航空发动机的工作频率，此时的所述传感器组件的监测数据为所述航空发动机的纯机械振动；

在所述试验空腔的试验环境从真空环境按照固定间隔调整至标准大气压变化时，所述航空发动机发出的声波作用在所述航空发动机的壳体上带动所述航空发动机振动，所述传感器组件的监测数据具体为结合所述航空发动机的纯机械振动和声波干扰振动的总振动；

根据总振动与所述纯机械振动计算所述固定间隔气压对所述航空发动机的振动变化幅值，在同一个所述振动-气压二维坐标图内记录不同状态下的所述传感器组件的监测数据，确定同一气压的不同声波大小对所述航空发动机的振动幅值变化，并计算气压值与所述振动变化幅值之间的线性关系。

作为本发明的一种优选方案，所述航空发动机在不同工作频率且同一气压环境下的不同振动幅值分别对应为f(ma)、f(ma+mb)、f(ma+2mb)、f(ma+3mb)……f(ma+nmb)。

作为本发明的一种优选方案，所述航空发动机发出的声波用于反映所述航空发动机的故障，根据所述航空发动机在同一气压环境下的多个工作频率的不同振动幅值识别振动故障以及新增加的振动故障。

作为本发明的一种优选方案，在所述试验空腔为标准气压状态时，通过所述声波放大组件进一步放大所述航空发动机的振动幅度以识别所述航空发动机发生的故障。

本发明与现有技术相比较具有如下有益效果：

本发明将航空发动机按照工作频率从低到高的顺序依次工作，并且通过分析不同工作频率下的振动幅值来分别识别航空发动机新发生的振动故障。将航空发动机的工作环境设置为从真空到标准气压的阶梯式循环更换的方式，因此按照一般规律来说航空发动机的振动幅值成线性变化，从而根据振动幅值在同一工作频率的不同气压下的振动幅值来进一步的判断识别航空发动机的振动故障。

附图说明

为了更清楚地说明本发明的实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是示例性的，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据提供的附图引伸获得其它的实施附图。

图1为本发明实施例提供的振动故障检测装置的结构示意图；

图2为本发明实施例提供的振动故障检测系统的结构框图；

图3为本发明实施例提供的振动故障检测方法的流程示意图。

图中的标号分别表示如下：

1-试验容腔；2-安装组件；3-传感器网络组件；4-声波收集组件；5-数据处理系统；6-变频调控单元；7-声波放大组件。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

如图1和图2所示，本发明提供了一种航空发动机的振动故障检测系统，由于航空发动机的不同故障在不同的工作频率下的反映程度不同，因此本实施方式将航空发动机按照工作频率从低到高的顺序依次工作，并且通过分析不同工作频率下的振动幅值来分别识别航空发动机新发生的振动故障。

另外，为了区分纯机械振动和声波干扰振动，本实施方式将航空发动机的工作环境设置为从真空到标准气压的阶梯式循环更换的方式，因此按照一般规律来说航空发动机的振动幅值成线性变化，从而根据振动幅值在同一工作频率的不同气压下的振动幅值来进一步的判断识别航空发动机的振动故障。

且通过在标准气压下继续放大航空发动机工作产生的声波幅值，因此无需将航空发动机持续增高工作频率来识别振动故障，来提高传感器网络组件对振动故障检测的灵敏度。

振动故障检测系统具体包括：试验容腔1、安装组件2、传感器网络组件3、声波收集组件4和数据处理系统5。

试验容腔1用于为航空发动机提供故障检测的试验环境，且提供从低压到高压循环更换的试验环境，为了实现低压到高压循环更换，试验容腔1还连接有真空机和充气机，实现真空机和充气机的循环试验。

安装组件2用于支撑航空发动机并防止航空发动机由于振动而移位。

传感器网络组件3包括若干个传感器，若干个传感器固定在航空发动机的壳体上并组成监测网络，以实时监测航空发动机不同点位的振动频率。

声波收集组件4用于确定航空发动机在低压到高压的试验环境内的声波的大小和波形变化。

数据处理系统5分别与传感器网络组件3、航空发动机和声波放大组件4电性连接，用于根据传感器网络组件3的监测数据在低压到高压的振动幅值以及声波收集组件4输出的声波变化判断振动故障。

数据处理系统5通过循环更换试验容腔1内的试验环境以区分航空发动机的纯机械振动和声波干扰振动并判断航空发动机的不同故障，且数据处理系统5通过变频调控单元6调整航空发动机的振动频率以区分新故障和已记录的故障。

也就是说，数据处理系统5通过变频调控单元6调控航空发动机按照振动频率从小到大的顺序依次工作，且航空发动机按照某一振动频率工作时，数据处理系统5调控试验容腔1分别按照从低压到高压循环更换的方式工作。

数据处理系统5依次处理传感器网络组件3在航空发动机不同振动频率的同一气压环境下的振动幅值，且数据处理系统5通过对比振动幅值的比例增长参数来判断振动故障。

也就是说，数据处理系统5通过调控航空发动机按照振动频率从小到大的顺序依次工作，数据处理系统5接收并处理传感器网络组件3的数据，将生成对应该振动频率的振动幅值-气压二维图，根据振动幅值的平稳性和线性递增关系来判断是否出现故障。

当航空发动机在真空环境中工作时，在真空环境下，无声波出现，此时的传感器网络组件3监测的振动幅值为航空发动机纯机械运动引起的振动变化，而当航空发动机所处的试验腔体1的气压逐步增大时，由于声波的传播与气压有关，则航空发动机的振动幅值为纯机械运动以及声波干扰振动引起的组合振动变化。

因此，通过纯机械运动的振动幅值可以首先判断机械运动是否有明显的振动故障，如果无法检测，则逐渐利用声波增加航空发动机的振动幅值，从而拆分振动幅值的产生因素，可方便及时快速的识别振动故障。

本实施方式通过不断增大航空发动机的振动频率和已经出现的故障来判断和识别新出来的故障，即增大航空发动机的振动频率时，航空发动机的振动幅值如果跟已经识别出振动故障的振动频率相比还存在其他的问题，则可以判断航空发动机存在新的振动故障。

另外，本实施方式还包括声波放大组件7，声波放大组件7与数据处理系统5电性连接，用于将航空发动机在标准气压试验环境中的声波进行放大以进一步提高航空发动机在同一振动频率下的振动幅值，声波放大组件7通过放大振动幅值来提高传感器网络组件3对振动故障检测的灵敏度。

一般来说，当检测出现振动故障时，且振动故障在同一振动频率的标准气压下并不明显时，则此时传感器网络组件3对振动故障检测的灵敏度低，因此本实施方式利用声波放大组件7，可增大声波对航空发动机的振动效果，从而方便传感器网络组件3准确检测出振动故障，且需要补充说明的是，声波放大组件7的对象直接作用下航空发动机，因此可增加振动幅值。

为了解决上述问题，如图3所示，本实施方式还提出一种航空发动机振动故障检测系统的检测方法，包括以下步骤：

步骤100、将航空发动机置于试验空腔内，调试航空发动机在试验空腔的真空环境和不同压强下的工作，并利用传感器组件和声波收集组件实时监测航空发动机的纯机械振动状态以及声波干扰振动状态；

步骤200、调控航空发动机按照输出频率由小到大的顺序进行工作，且在航空发动机按照输出频率工作时，调控试验空腔按照从低压到高压的顺序提供试验环境；

步骤300、横向对比航空发动机在同一工作频率，且不同的气压环境下的振动变化，同时通过声波收集组件横向对比航空发动机在同一工作频率，且不同的气压环境下的声波大小变化和声波波形变化，以通过纯机械振动和干扰振动确定航空发动机的振动故障；

步骤400、纵向对比航空发动机在不同工作频率，且同一气压环境下的振动幅值的线性变化，且同样通过声波收集组件纵向对比航空发动机在不同工作频率，且同一气压环境下的声波大小变化幅度和声波波形变化，以通过纯机械振动和干扰振动的线性变化判断航空发动机新发生的振动故障。

具体的实现步骤为：

1、横向对比航空发动机在同一工作频率且不同的气压环境下的振动变化，以确定航空发动机的纯机械振动以及航空发动机在输出声波干扰下的声波干扰振动，且计算航空发动机声波干扰振动变化幅度与气压增长的线性关系，具体的实现方法为：

在试验空腔为真空环境时，传感器组件的监测数据为航空发动机的纯机械振动；

在试验空腔的试验环境从真空环境按照固定间隔调整至标准大气压变化时，航空发动机发出的声波作用在航空发动机的壳体上带动航空发动机振动，传感器组件的监测数据具体为结合航空发动机的纯机械振动和声波干扰振动的总振动；

根据总振动与纯机械振动计算固定间隔气压对航空发动机的振动变化幅值生成振动-气压二维坐标图，确定同一气压的不同声波大小对航空发动机的振动幅值变化，并计算气压值与振动变化幅值之间的线性关系。

航空发动机在同一工作频率，不同的气压环境下的振动幅值分别对应为f(a)、f(a+b)、f(a+2b)、f(a+3b)……f(a+nb)。

2、纵向对比航空发动机在不同工作频率且在同一气压的工作条件下，航空发动机的壳体的纯机械振动和声波干扰振动的变化，具体的实现方法为：

将试验空腔重新抽气为真空环境时，增大航空发动机的工作频率，此时的传感器组件的监测数据为航空发动机的纯机械振动；

在试验空腔的试验环境从真空环境按照固定间隔调整至标准大气压变化时，航空发动机发出的声波作用在航空发动机的壳体上带动航空发动机振动，传感器组件的监测数据具体为结合航空发动机的纯机械振动和声波干扰振动的总振动；

根据总振动与纯机械振动计算固定间隔气压对航空发动机的振动变化幅值，在同一个振动-气压二维坐标图内记录不同状态下的传感器组件的监测数据，确定同一气压的不同声波大小对航空发动机的振动幅值变化，并计算气压值与振动变化幅值之间的线性关系。

航空发动机在不同工作频率且同一气压环境下的不同振动幅值分别对应为f(ma)、f(ma+mb)、f(ma+2mb)、f(ma+3mb)……f(ma+nmb)。

航空发动机发出的声波用于反映航空发动机的故障，根据航空发动机在同一气压环境下的多个工作频率的不同振动幅值识别振动故障以及新增加的振动故障，在试验空腔为标准气压状态时，通过声波放大组件进一步放大航空发动机的振动幅度以识别航空发动机发生的故障。

由于一般来说，当航空发动机的工作频率按照倍数增大时，则航空发动机的振动幅值也是按照倍数增大，因此本实施方式根据振动幅值的增大幅值判断是否出现故障，同时对比不同工作频率的同一气压下的振动幅值变化，可及时发现新的振动故障类型。

以上实施例仅为本申请的示例性实施例，不用于限制本申请，本申请的保护范围由权利要求书限定。本领域技术人员可以在本申请的实质和保护范围内，对本申请做出各种修改或等同替换，这种修改或等同替换也应视为落在本申请的保护范围内。

Claims (9)

1.一种航空发动机的振动故障检测系统，其特征在于，包括：

试验容腔，用于为航空发动机提供故障检测的试验环境，且提供从低压到高压循环更换的试验环境；

安装组件，用于支撑航空发动机并防止所述航空发动机由于振动而移位；

传感器网络组件，包括若干个传感器，若干个所述传感器固定在所述航空发动机的壳体上并组成监测网络，以实时监测所述航空发动机不同点位的振动频率；

声波收集组件，用于确定所述航空发动机在低压到高压的试验环境内的声波的大小和波形变化；

数据处理系统，分别与所述传感器网络组件、所述航空发动机和声波放大组件电性连接，用于根据所述传感器网络组件的监测数据在低压到高压的振动幅值以及所述声波收集组件输出的声波变化判断振动故障；

所述数据处理系统通过循环更换所述试验容腔内的试验环境以区分所述航空发动机的纯机械振动和声波干扰振动并判断所述航空发动机的不同故障，且所述数据处理系统通过变频调控单元调整所述航空发动机的振动频率以区分新故障和已记录的故障；

振动故障检测系统的故障检测方法具体为：

步骤100、将航空发动机置于试验空腔内，调试所述航空发动机在所述试验空腔的真空环境和不同压强下的工作，并利用传感器组件和所述声波收集组件实时监测所述航空发动机的纯机械振动状态以及声波干扰振动状态；

步骤200、调控所述航空发动机按照输出频率由小到大的顺序进行工作，且在所述航空发动机按照输出频率工作时，调控所述试验空腔按照从低压到高压的顺序提供试验环境；

步骤300、横向对比所述航空发动机在同一工作频率，且不同的气压环境下的振动变化，同时通过声波收集组件横向对比所述航空发动机在同一工作频率，且不同的气压环境下的声波大小变化和声波波形变化，以通过纯机械振动和干扰振动确定所述航空发动机的振动故障；

步骤400、纵向对比所述航空发动机在不同工作频率，且同一气压环境下的振动幅值的线性变化，且同样通过声波收集组件纵向对比所述航空发动机在不同工作频率，且同一气压环境下的声波大小变化幅度和声波波形变化，以通过纯机械振动和干扰振动的线性变化判断所述航空发动机新发生的振动故障。

2.根据权利要求1所述的一种航空发动机的振动故障检测系统，其特征在于：所述数据处理系统通过所述变频调控单元调控所述航空发动机按照振动频率从小到大的顺序依次工作，且所述航空发动机按照某一振动频率工作时，所述数据处理系统调控所述试验容腔分别按照从低压到高压循环更换的方式工作；

所述数据处理系统依次处理所述传感器网络组件在所述航空发动机不同振动频率以及不同的气压环境下的振动幅值，且所述数据处理系统通过对比所述振动幅值的比例增长参数来判断振动故障。

3.根据权利要求1所述的一种航空发动机的振动故障检测系统，其特征在于：还包括声波放大组件，与所述数据处理系统电性连接，用于将所述航空发动机在标准气压试验环境中的声波进行放大以进一步提高所述航空发动机在同一振动频率下的振动幅值，所述声波放大组件通过放大振动幅值来提高所述传感器网络组件对振动故障检测的灵敏度。

4.根据权利要求1所述的一种航空发动机的振动故障检测系统，其特征在于，横向对比所述航空发动机在同一工作频率且不同的气压环境下的振动变化，以确定所述航空发动机的纯机械振动以及所述航空发动机在输出声波干扰下的声波干扰振动，且计算所述航空发动机声波干扰振动变化幅度与所述气压增长的线性关系，具体的实现方法为：

在所述试验空腔为真空环境时，所述传感器组件的监测数据为所述航空发动机的纯机械振动；

在所述试验空腔的试验环境从真空环境按照固定间隔调整至标准大气压变化时，所述航空发动机发出的声波作用在所述航空发动机的壳体上带动所述航空发动机振动，所述传感器组件的监测数据具体为结合所述航空发动机的纯机械振动和声波干扰振动的总振动；

根据总振动与所述纯机械振动计算所述固定间隔气压对所述航空发动机的振动变化幅值生成振动-气压二维坐标图，确定同一气压的不同声波大小对所述航空发动机的振动幅值变化，并计算气压值与所述振动变化幅值之间的线性关系。

5.根据权利要求4所述的一种航空发动机的振动故障检测系统，其特征在于：所述航空发动机在同一工作频率，不同的气压环境下的振动幅值分别对应为f(a)、f(a+b)、f(a+2b)、f(a+3b)……f(a+nb)。

6.根据权利要求1所述的一种航空发动机的振动故障检测系统，其特征在于：纵向对比所述航空发动机在不同工作频率且在同一气压的工作条件下，所述航空发动机的壳体的纯机械振动和声波干扰振动的变化，具体的实现方法为：

将所述试验空腔重新抽气为真空环境时，增大所述航空发动机的工作频率，此时的所述传感器组件的监测数据为所述航空发动机的纯机械振动；

在所述试验空腔的试验环境从真空环境按照固定间隔调整至标准大气压变化时，所述航空发动机发出的声波作用在所述航空发动机的壳体上带动所述航空发动机振动，所述传感器组件的监测数据具体为结合所述航空发动机的纯机械振动和声波干扰振动的总振动；

根据总振动与所述纯机械振动计算所述固定间隔气压对所述航空发动机的振动变化幅值，在同一个振动-气压二维坐标图内记录不同状态下的所述传感器组件的监测数据，确定同一气压的不同声波大小对所述航空发动机的振动幅值变化，并计算气压值与所述振动变化幅值之间的线性关系。

7.根据权利要求6所述的一种航空发动机的振动故障检测系统，其特征在于：所述航空发动机在不同工作频率且同一气压环境下的不同振动幅值分别对应为f(ma)、f(ma+mb)、f(ma+2mb)、f(ma+3mb)……f(ma+nmb)。

8.根据权利要求1所述的一种航空发动机的振动故障检测系统，其特征在于：所述航空发动机发出的声波用于反映所述航空发动机的故障，根据所述航空发动机在同一气压环境下的多个工作频率的不同振动幅值识别振动故障以及新增加的振动故障。

9.根据权利要求1所述的一种航空发动机的振动故障检测系统，其特征在于：在所述试验空腔为标准气压状态时，通过所述声波放大组件进一步放大所述航空发动机的振动幅度以识别所述航空发动机发生的故障。

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