CN113029582A - 基于声表面波标签的航空发动机扭矩检测系统及检测方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于声表面波标签的扭矩检测系统及检测方法，采用四个时分多址标签实现对航空发动机动态扭矩的检测。四个标签沿发动机转轴的周向呈差动对称形式排布，通过对所有反射栅数量与位置的整体拓扑结构进行优化设计，不仅可同时测量所有回波脉冲信号的时延和相位，而且利用相邻反射栅距离的比例关系，采用逐步递推方式获得相隔最远的回波脉冲之间无模糊的相位差，可使同一标签上相隔最远的反射栅距离达到最大，提高扭矩检测精度。阅读器发射经相位编码调制的二相键控脉冲，并采用相应的匹配滤波器对回波进行时域压缩，不仅可减小相邻最近的反射栅距离，增大扭矩检测量程，而且还可提升回波信号的信噪比，增强极端环境下的抗干扰能力。

Description

基于声表面波标签的航空发动机扭矩检测系统及检测方法

技术领域：

本发明涉及一种基于声表面波标签的航空发动机扭矩检测系统及检测方法，属于无线无源传感领域。

背景技术：

扭矩是航空发动机最重要的试验测试参数之一。无论是整机或部件台架试车以及批量生产试飞前、服役过程中、定期维修后，都需要对航空发动机的扭矩进行检测，以确保发动机处于健康运行状态。

根据检测原理，扭矩传感器可分为应变型、转角型、反作用力型三种类型，其中转角型又可细分为磁电式、光电式和电容式。现有的各种扭矩传感器在各自具有优点的同时也存在着明显的缺点或使用限制：对于应变型扭矩传感器，温度、粘接剂等因素影响测量精度，并且抗干扰能力有待改进；磁电式的响应速度慢、动态特性差；光电式不适于起动和低转速条件；电容式不适于大尺寸转轴；反作用力型通常只应用于静态加载试验，不适于动态扭矩的测量。

由于转轴处于旋转状态，航空发动机检测扭矩时无法直接采用导线，其能量供给和信号传输通常采用导电滑环、电磁耦合、无线遥测三种方式，均存在着相应的问题：导电滑环方式会因其触头的磨损和接触电阻的变化影响传感器的测量精度和使用寿命，而且存在着较大的噪声；电磁耦合利用环形变压器来传输电源和信号，变压器及其线圈布排都对安装工艺及现场环境要求较高，并且最大转速受到限制；无线遥测通过安装在转轴上的无线收发模块实现信号的无线传输，但电源采用高能电池，其有源方式存在功耗寿命问题以及高温高压条件下的易燃易爆危险。因此，如何实现能量的可靠供给和信号的有效传输，是当前航空发动机扭矩检测面临的重要问题。

声表面波器件可分为谐振器型和延迟线型两种，分别如图1和图2所示。谐振器型声表面波器件由压电基底、叉指换能器、反射栅构成，叉指换能器两端的反射栅呈密集型阵列布置，以形成声学谐振腔；延迟线型声表面波器件由压电基底、输入叉指换能器、输出叉指换能器构成。声表面波器件可用作扭矩传感器，根据转轴扭矩导致应变进而引起器件谐振频率变化或时延变化来测量扭矩，其最显著的优点是无线功能和无源本质，即以天线作为能量和信号的传输媒介，利用压电效应，通过阅读器端的射频能量来无线供能，传感器端完全不需要电池。相比较而言，采用声表面波技术从原理上可以有效地解决现有航空发动机扭矩检测技术存在的可靠供电和信号传输的困难。

从目前公开的文献资料来看，针对基于声表面波技术的扭矩检测，国内外全部采用的是谐振器型声表面波器件，且都是基于频分多址的方案，压电基底材料通常选用石英单晶，叉指换能器和反射栅材料通常选用铝或金。上述方案用于航空发动机扭矩检测时存在着以下问题：

(1)航空发动机在飞机起动、正常飞行以及出现故障时，扭矩都会变化甚至快速变化，因此航空发动机的扭矩检测强调测量过程的实时性，即提高响应速度、实时监测扭矩的动态变化。而谐振器型声表面波器件需要通过给器件充能来使谐振腔谐振，因此阅读器发射的脉冲信号较长，导致单次测量周期长；与此同时，频分多址的方案是通过逐个轮询的方式来测量多个声表面波器件，因此响应速度进一步变慢，不适用于对实时性要求较高的航空发动机扭矩检测场合。

(2)谐振器型声表面波器件的扭矩检测精度取决于谐振频率的估计精度。若采用扫频测强度的频率估计方法，需要通过步进频率的细分来提高估计精度；若采用傅里叶变换测频谱的方法，需要通过频域插值来提高估计精度。上述两种提高精度的方法都需要牺牲时间即以进一步影响扭矩检测的实时性为代价。

(3)当采用差动型声表面波器件的结构来检测扭矩时，由于频分多址方案的轮询方式对多个器件的测量存在着时间差，在航空发动机的扭矩并非静态而是动态变化尤其是快速变化的情况下，不仅测量结果会产生较大误差，也无法准确测得扭矩的动态变化过程。

(4)谐振器型声表面波器件可以通过增大系统的带宽来增大测量范围，但为了保证扭矩检测的实时性，通常需要牺牲系统的测量精度；在带宽不变的前提下，还可以通过降低灵敏度来增大测量范围，但同样会牺牲系统的测量精度。总的说来，采用谐振器型声表面波器件来检测航空发动机的动态扭矩时，通常需要在测量范围与测量精度之间进行折中，难以同时具有大量程与高精度的特点。

(5)对于谐振器型声表面波器件，从回波信号中仅能提取谐振频率单个特征量，不存在任何校验方式，因此不能保证扭矩检测结果的可靠性。

(6)航空发动机工作在极端环境下，对其扭矩进行检测的过程中存在着强电磁干扰，使得以电磁波形式无线传输的声表面波回波信号的信噪比极低，难以保证无线测量的长期稳定性。

(7)航空发动机工作在高温环境下，原用于制作声表面波器件的石英等常用压电基底材料以及铝、金等常用叉指换能器和反射栅材料不再适用，且高温会导致声表面波的激发效率降低。

发明内容：

本发明针对目前航空发动机扭矩检测时存在的可靠供电和信号传输的困难以及现有采用声表面波技术的扭矩检测方案用于航空发动机扭矩检测时存在的问题，提出一种基于声表面波标签的航空发动机扭矩检测系统及检测方法。

本发明采用如下技术方案：一种基于声表面波标签的航空发动机扭矩检测系统，所述航空发动机扭矩检测系统由4个声表面波标签和1个阅读器构成；

4个声表面波标签包括尺寸相同的第一标签、第二标签、第三标签和第四标签，每个标签的压电基底表面均有1个叉指换能器和m个反射栅，其中m≥3；通过对4个声表面波标签上所有反射栅数量与位置的整体拓扑结构进行优化设计，在标签尺寸、相邻反射栅距离递进放大倍数极限α、相邻反射栅距离最小极限β给定的前提下，不仅使4个声表面波标签具有相同的相位测量范围和测量精度，而且使所有反射栅对应的4m个回波脉冲信号在阅读器的接收链路进行时域压缩之后互相不重叠，以同时测量4m个回波脉冲信号的时延、相位，并且还使同一标签上相隔最远的反射栅距离达到最大，以提高扭矩检测的精度；

所述第一标签的压电基底表面的m个反射栅中，相邻反射栅之间的距离按照由小到大的排列顺序分别为L_{1_1}、L_{1_2}、…、L_{1_(m-1)}，则L_{1_2}/L_{1_1}<α、L_{1_3}/L_{1_2}<α、…、L_{1_(m-1)}/L_{1_(m-2)}<α；相隔最远的两个反射栅之间的距离为L_{1_long}＝L_{1_1}+L_{1_2}+…+L_{1_(m-1)}；距离叉指换能器最远的反射栅为第一标签的编码反射栅；

所述第二标签的压电基底表面的m个反射栅中，相邻反射栅之间的距离按照由小到大的排列顺序分别为L_{2_1}、L_{2_2}、…、L_{2_(m-1)}，则L_{2_2}/L_{2_1}<α、L_{2_3}/L_{2_2}<α、…、L_{2_(m-1)}/L_{2_(m-2)}<α；相隔最远的两个反射栅之间的距离为L_{2_long}＝L_{2_1}+L_{2_2}+…+L_{2_(m-1)}；距离叉指换能器最远的反射栅为第二标签的编码反射栅；

所述第三标签的压电基底表面的m个反射栅中，相邻反射栅之间的距离按照由小到大的排列顺序分别为L_{3_1}、L_{3_2}、…、L_{3_(m-1)}，则L_{3_2}/L_{3_1}<α、L_{3_3}/L_{3_2}<α、…、L_{3_(m-1)}/L_{3_(m-2)}<α；相隔最远的两个反射栅之间的距离为L_{3_long}＝L_{3_1}+L_{3_2}+…+L_{3_(m-1)}；距离叉指换能器最远的反射栅为第三标签的编码反射栅；

所述第四标签的压电基底表面的m个反射栅中，相邻反射栅之间的距离按照由小到大的排列顺序分别为L_{4_1}、L_{4_2}、…、L_{4_(m-1)}，则L_{4_2}/L_{4_1}<α、L_{4_3}/L_{4_2}<α、…、L_{4_(m-1)}/L_{4_(m-2)}<α；相隔最远的两个反射栅之间的距离为L_{4_long}＝L_{4_1}+L_{4_2}+…+L_{4_(m-1)}；距离叉指换能器最远的反射栅为第四标签的编码反射栅；

L_{1_1}＝L_{2_1}＝L_{3_1}＝L_{4_1}＝β，以保证4个声表面波标签具有相同的相位测量范围，并增大扭矩检测的量程；L_{1_long}＝L_{2_long}＝L_{3_long}＝L_{4_long}，以保证4个声表面波标签具有相同的相位测量精度；

4个声表面波标签上总共4m个反射栅中，与相应的叉指换能器的距离按照由小到大的排列顺序分别为L₁、L₂、…、L_4m，则相邻最近的两个反射栅之间的距离L_short＝min(L_n-L_n-1)≥β，其中2≤n≤4m；

4个声表面波标签的4个编码反射栅均采用脉冲时延编码方案；在航空发动机的扭矩检测范围以及环境温度变化范围以内，脉冲时延编码不会发生变化，从而具有校验功能，即根据扭矩检测系统对4个声表面波标签的编码反射栅进行解码的正确性来判断系统对航空发动机扭矩检测结果的可靠性。

进一步地，4个声表面波标签的压电基底均为硅酸镓镧压电单晶材料，叉指换能器和反射栅均为“铂/铑/二氧化锆”复合金属电极材料，并且均在压电基底表面溅射了一层氮化铝压电薄膜材料；复合金属电极位于硅酸镓镧压电单晶和氮化铝压电薄膜之间。

进一步地，所述第一标签与第二标签并联，接入第一标签天线；所述第三标签与第四标签并联，接入第二标签天线；

所述第一标签天线、第二标签天线均为印刷偶极子天线，分别制作在两个独立的耐高温陶瓷PCB板上，并分别在两个PCB板上实现第一标签与第二标签并联、第三标签与第四标签并联；标签天线的偶极子臂采用耐高温的金属铂，并通过对偶极子臂进行弯折来实现标签天线的小型化设计；

如果待测的航空发动机的转轴允许二次加工，则在转轴的周向对称位置铣两个互相平行的小平面，并在两个小平面上分别粘贴第一标签天线、第二标签天线以及相应的声表面波标签；如果待测的航空发动机的转轴不允许二次加工，但允许通过联轴器加装测扭轴，则制作周向对称位置铣有两个互相平行的小平面的测扭轴，并在测扭轴的两个小平面上分别粘贴第一标签天线、第二标签天线以及相应的声表面波标签；如果待测的航空发动机的转轴既不允许二次加工，也不允许加装测扭轴，则在转轴上安装两道卡环，两道卡环之间由两个沿转轴周向呈对称形式排布的弹性体连接，并在两个弹性体上分别粘贴第一标签天线、第二标签天线以及相应的声表面波标签；

所述第一标签天线、第二标签天线的PCB板上分别有两个呈±45°方向的矩形定位孔，尺寸稍大于声表面波标签，以便于标签的定位粘贴，并且使第一标签与第二标签组成差动式结构、第三标签与第四标签组成差动式结构；将第一标签天线、第二标签天线的PCB板粘贴到转轴的小平面、测扭轴的小平面或卡环结构的弹性体上，再通过矩形定位孔将第一标签、第二标签、第三标签、第四标签也直接粘贴到转轴的小平面、测扭轴的小平面或卡环结构的弹性体上，以减小航空发动机扭矩导致的应变从转轴传递到声表面波标签过程中的损耗，并且使4个声表面波标签沿航空发动机的转轴的周向呈差动对称形式排布。

进一步地，所述阅读器包括发射链路、接收链路和阅读器天线，所述发射链路发射一个经过二进制相位编码调制的二相键控脉冲信号，所述接收链路采用相应的匹配滤波器对4个声表面波标签的回波信号进行时域压缩，从而提升回波信号的信噪比，增强极端环境下的抗干扰能力，同时还增大扭矩检测的量程；

所述发射链路由直接数字式频率合成器、混频器、锁相环、射频带通滤波器、脉冲调制射频开关、射频功率放大器构成；

所述发射链路发射的二相键控脉冲信号的二进制相位编码长度根据系统的带宽来确定；在给定编码长度的所有编码中，所述二进制相位编码具有最大的自相关主旁瓣比；

所述接收链路由射频带通滤波器、射频低噪声放大器、带通采样模数转换器、数字匹配滤波器、数字正交解调器、数字低通滤波器构成；

所述接收链路的数字匹配滤波器以所述发射链路发射的二相键控脉冲信号作为匹配滤波器的参考信号，对其做快速傅里叶变换得到匹配滤波器的频谱；对4个声表面波标签的回波信号做快速傅里叶变换后与匹配滤波器的频谱进行乘积，再做逆傅里叶变换，得到时域压缩的回波信号；

所述阅读器天线为适用于航空发动机的转轴结构的平面分段环状天线；阅读器天线的基底采用耐高温陶瓷PCB板，辐射体采用耐高温的金属铂，通过基底上、下表面的辐射体段互相重叠一定的角度来起到电容的作用，从而形成全向的辐射模式。

本发明还采用如下技术方案：一种基于声表面波标签的航空发动机扭矩检测系统的检测方法，包括如下步骤：

步骤A：阅读器发射链路的直接数字式频率合成器产生一个低频的二相键控信号，通过混频器与锁相环产生的本振信号进行上混频以获得高频的二相键控信号，再通过射频带通滤波器滤除不需要的边带频率和杂散频率，进一步通过脉冲调制射频开关获得二相键控宽脉冲信号并通过射频功率放大器放大，最后通过阅读器天线以电磁波的形式发射出去；

步骤B：第一标签与第二标签通过第一标签天线、第三标签与第四标签通过第二标签天线同时接收阅读器天线发射的二相键控宽脉冲电磁波，经过各声表面波标签的叉指换能器转换为二相键控宽脉冲声表面波，沿压电基底表面和压电薄膜传播；

步骤C：二相键控宽脉冲声表面波在传播过程中遇到各反射栅发生部分反射和部分透射，反射的声表面波再经过叉指换能器转换为回波信号，4个声表面波标签的回波信号共包括4m个与各反射栅对应的互相重叠的二相键控宽脉冲信号，各宽脉冲信号的时延、相位与声表面波的传播速度以及各反射栅之间的距离有关，但因为互相重叠而无法有效地获取时延、相位信息；

步骤D：航空发动机的转轴的扭矩变化导致声表面波标签的压电基底表面和压电薄膜上的应变发生变化，并进一步引起声表面波的传播速度以及各反射栅之间的距离发生变化，最终引起回波信号的4m个二相键控宽脉冲信号的时延、相位发生变化；步骤E：回波信号通过第一标签天线、第二标签天线以电磁波的形式发射回阅读器，经阅读器天线接收之后进入阅读器接收链路；

步骤F：回波信号经阅读器接收链路的射频带通滤波器、射频低噪声放大器进入带通采样模数转换器，通过带通采样获得回波数字信号，其频率搬移到第一奈奎斯特区域；

步骤G：带通采样后的回波数字信号进入数字匹配滤波器，将4m个二相键控宽脉冲数字信号转换为时域压缩后的互相不重叠的4m个窄脉冲数字信号；

步骤H：经过时域压缩后的回波数字信号进入数字正交解调器，与数控振荡器构造的I、Q两路数字信号分别混频，再经过有限冲激响应数字低通滤波器得到正交的两路回波数字基带信号I(n)、Q(n)，通过I(n)、Q(n)的平方和解算出4m个反射栅对应的4m个回波脉冲信号的时延，通过I(n)、Q(n)的反正切解算出4m个回波脉冲信号的相位；

步骤I：针对第一标签，通过该标签上m个反射栅分别对应的回波脉冲信号的相位

获得相邻反射栅对应的回波脉冲信号之间的相位差

但相位测量存在模糊性问题，即上述相位、相位差仅为小于360°的部分，无法直接测得360°的整数倍部分，因此在扭矩和环境温度变化导致相邻最近、距离为L_{1_1}的两个反射栅对应的回波脉冲信号之间的相位差

不超过360°的前提下，根据回波脉冲信号之间无模糊的相位差与反射栅之间距离成正比的关系，在相位测量误差不放大到180°的前提下，通过反射栅之间距离L_{1_2}/L_{1_1}、L_{1_3}/L_{1_2}、…、L_{1_(m-1)}/L_{1_(m-2)}的比例关系，逐步递推到相邻最远、距离为L_{1_(m-1)}的两个反射栅对应的回波脉冲信号之间无模糊的相位差

并进一步通过该标签上相邻最远的反射栅距离与毗邻该距离的相邻反射栅距离求和，利用上述距离求和的结果与相邻最远的反射栅距离的比例关系小于α的特点，通过距离累计求和的方式继续逐步递推到该标签上相隔最远、距离为L_{1_long}的两个反射栅对应的回波脉冲信号之间无模糊的相位差

与此同时，还通过该标签上相隔最远的两个反射栅分别对应的回波脉冲信号的时延τ_m、τ₁之差Δτ_{m_1}＝τ_m-τ₁来解算编码反射栅的脉冲时延编码，从而判断第一标签解码的正确性；

步骤J：针对第二标签、第三标签、第四标签，采用与步骤I相同的方法，获得各标签上相隔最远的两个反射栅对应的回波脉冲信号之间无模糊的相位差

并判断各标签解码的正确性；

步骤K：如果4个声表面波标签的解码均正确，表明系统的本次检测结果可靠，通过

消除温度等环境因素以及发动机转轴的弯矩对检测结果的影响，根据扭矩与

之间的对应关系获得待测扭矩值，并且不间断地重复步骤A至步骤J，实现对航空发动机动态扭矩的检测；如果其中1个或多个声表面标签的解码不正确，表明系统的本次检测结果不可靠，重新开始步骤A至步骤J进行下一次检测；如果系统的k次检测结果都不可靠，则根据具体情况对系统进行检修。

本发明具有如下有益效果：

1.通过阅读器端的射频能量为声表面波标签充能，4个声表面波标签完全不需要电池。与通常采用的导电滑环、电磁耦合、无线遥测等能量供给和信号传输方式相比，可以有效解决当前航空发动机扭矩检测时存在的可靠供电和信号传输的困难。

2.通过时分多址的方案同时测量4个声表面波标签上所有反射栅对应的回波脉冲信号的时延和相位，不同于频分多址的方案采用逐个轮询的方式来测量多个谐振器型声表面波器件的谐振频率，而且声表面波标签为受迫振动方式，不同于谐振器型声表面波器件需要通过给器件充能来使谐振腔谐振的过程，因此适用于对实时性要求较高的航空发动机扭矩检测场合。

3.采用测量回波脉冲信号的时延和相位并通过相应的算术运算来获得待测扭矩值，与谐振器型声表面波器件采用扫频测强度或傅里叶变换测频谱的频率估计算法相比，信号处理所需要的时间短得多，进一步增强了系统的实时性。

4.通过时分多址方案同时测量4个声表面波标签，不同于频分多址方案对多个谐振器型声表面波器件的轮询测量存在着时间差的问题，在航空发动机的扭矩并非静态而是动态变化尤其是快速变化的情况下，不会引入轮询测量造成的误差，可以较为准确地测得扭矩的动态变化过程。

5.采用4个声表面波标签测量扭矩，同一标签上相邻最近的反射栅距离确定测量范围，相隔最远的反射栅距离确定测量精度，二者各司其职。阅读器的接收链路采用匹配滤波器对回波信号进行时域压缩，因此可以减小相邻最近的反射栅距离，从而增大扭矩检测的量程；系统通过对4个声表面波标签上所有反射栅数量、位置的整体拓扑结构进行优化设计，利用反射栅之间距离的比例关系，采用逐步递推的方式获得相隔最远的反射栅对应的回波脉冲信号之间无模糊的相位差，因此可以在标签尺寸给定的前提下使同一标签上相隔最远的反射栅距离达到最大，从而提高扭矩检测的精度。总的说来，系统不需要在测量范围和测量精度之间进行折中，可同时具有大量程与高精度的特点。

6.每个声表面波标签都有一个编码反射栅，从而使系统具有校验功能。不仅可以根据系统对4个声表面波标签解码的正确性来判断扭矩检测结果的可靠性，而且还能够启动检修功能，即当其中1个或多个声表面波标签的解码不正确时表明情况异常，系统的扭矩检测结果不可靠，若多次检测结果不可靠时，需要及时检修系统。

7.阅读器发射链路发射的信号不是简单的矩形脉冲，而是经过相位编码调制的时宽更宽的二相键控脉冲，从而回波脉冲信号的能量也相应增大，可在一定程度上提升回波信号的信噪比，增强抗干扰能力。阅读器接收链路采用数字匹配滤波器，以发射链路发射的二相键控脉冲信号对回波进行时域压缩，由于二相键控脉冲信号的相位编码具有极大的自相关主旁瓣比，因此可以有效地将有用信号与强电磁干扰分离开来，从而保证无线测量的长期稳定性，适用于工作在极端环境下的航空发动机扭矩检测场合。

8.4个声表面波标签的压电基底均为耐高温的硅酸镓镧压电单晶材料，叉指换能器和反射栅均为耐高温的“铂/铑/二氧化锆”复合金属电极材料，并且均在压电基底表面溅射了一层耐高温的氮化铝压电薄膜材料，还可通过对压电薄膜厚度的优化来提高声表面波在高温环境下的激发效率。与此同时，标签天线和阅读器天线均在耐高温的陶瓷PCB板上制作，并且均采用耐高温的金属铂材料，因此适用于工作在高温环境下的航空发动机扭矩检测场合。

附图说明：

图1是谐振器型声表面波器件。

图2是延迟线型声表面波器件。

图3是单端延迟线型声表面波器件(通常称为“声表面波标签”)。

图4是本发明对4个声表面波标签上所有反射栅数量与位置的整体拓扑结构进行优化设计的其中一种方案示意图。

图5是本发明的声表面波标签的纵向剖面结构示意图。

图6是本发明的标签天线结构示意图。

图7是本发明的航空发动机转轴或测扭轴结构示意图。

图8是本发明的带弹性体连接的卡环结构示意图。

图9是本发明的沿转轴周向呈差动对称形式排布的4个声表面波标签位置示意图。

图10是本发明的阅读器发射链路结构示意图。

图11是二相键控信号的调制原理示意图。

图12是本发明的阅读器接收链路结构示意图。

图13是本发明的匹配滤波器对回波信号的处理流程示意图。

图14是本发明的匹配滤波器对回波信号的处理效果示意图。

图15是本发明的阅读器天线结构示意图。

图16是本发明通过联轴器加装测扭轴的方式搭建的扭矩检测系统平台示意图。

上述图中的标号名称：1.第一标签，2.第二标签，3.第三标签，4.第四标签，5.第一叉指换能器，6.第一反射栅，7.第二反射栅，8.第三反射栅，9.第四反射栅，10.第二叉指换能器，11.第五反射栅，12.第六反射栅，13.第七反射栅，14.第八反射栅，15.第三叉指换能器，16.第九反射栅，17.第十反射栅，18.第十一反射栅，19.第十二反射栅，20.第四叉指换能器，21.第十三反射栅，22.第十四反射栅，23.第十五反射栅，24.第十六反射栅。

具体实施方式：

下面结合附图对本发明作进一步的说明。

延迟线型声表面波器件除了如图2所示的包括两个叉指换能器的双端结构之外，还存在着只有一个叉指换能器的单端结构。单端延迟线型声表面波器件如图3所示。与谐振器型声表面波器件类似，单端延迟线型声表面波器件同样由叉指换能器和反射栅构成，但其反射栅数量较少且在压电基底上稀疏布置，通常通过反射栅数量与位置的不同排列组合来实现射频识别系统的标签编码功能。鉴于在上述射频识别领域用作标签，单端延迟线型声表面波器件通常被称为声表面波标签。

声表面波标签不仅可用于射频识别，还可用于无线传感。以扭矩检测为例，若转轴扭矩变化导致声表面波标签的压电基底表面的应变发生变化，可进一步引起声表面波的传播速度以及各反射栅之间的距离发生变化，最终可通过各反射栅对应的回波脉冲信号之间的时延发生变化来实现扭矩检测功能。相位与时延存在着对应关系，并且相位分辨率远大于时间分辨率，但相位测量存在着模糊性问题，即只能测得小于360°的部分，无法直接测得360°的整数倍部分。当声表面波标签上的反射栅大于两个时，若能解决相位模糊性问题，与相邻较近的两个反射栅对应的回波脉冲信号之间的相位差相比，采用相隔最远的两个反射栅可以大幅度提高测量精度，并且距离越远、精度越高，但不可超过标签尺寸的限制；与之相反，相邻最近的两个反射栅可用于确定测量范围，并且距离越近、范围越大，但为了保证时延、相位信息的有效提取，相邻最近的回波脉冲信号不能相互重叠。除扭矩之外，温度等环境因素以及转轴的弯矩也会引起回波脉冲信号的时延、相位发生变化。

针对上述问题，本发明基于声表面波标签的航空发动机扭矩检测系统由4个声表面波标签和1个阅读器构成，通过时分多址的方式实现对航空发动机动态扭矩的检测，并消除温度等环境因素以及发动机转轴的弯矩对扭矩检测结果的影响，还同时具有大量程与高精度的特点。

4个声表面波标签包括尺寸相同的第一标签、第二标签、第三标签和第四标签，每个标签的压电基底表面均有1个叉指换能器和m个反射栅，其中m≥3；通过对4个声表面波标签上所有反射栅数量与位置的整体拓扑结构进行优化设计，在标签尺寸、相邻反射栅距离递进放大倍数极限α、相邻反射栅距离最小极限β给定的前提下，不仅使4个声表面波标签具有相同的相位测量范围和测量精度，而且使所有反射栅对应的4m个回波脉冲信号在阅读器的接收链路进行时域压缩之后互相不重叠，以同时测量4m个回波脉冲信号的时延、相位，并且还使同一标签上相隔最远的反射栅距离达到最大，以提高扭矩检测的精度。

第一标签的压电基底表面的m个反射栅中，相邻反射栅之间的距离按照由小到大的排列顺序分别为L_{1_1}、L_{1_2}、…、L_{1_(m-1)}，则L_{1_2}/L_{1_1}<α、L_{1_3}/L_{1_2}<α、…、L_{1_(m-1)}/L_{1_(m-2)}<α，相隔最远的两个反射栅之间的距离为L_{1_long}＝L_{1_1}+L_{1_2}+…+L_{1_(m-1)}，距离叉指换能器最远的反射栅为第一标签的编码反射栅；第二标签的压电基底表面的m个反射栅中，相邻反射栅之间的距离按照由小到大的排列顺序分别为L_{2_1}、L_{2_2}、…、L_{2_(m-1)}，则L_{2_2}/L_{2_1}<α、L_{2_3}/L_{2_2}<α、…、L_{2_(m-1)}/L_{2_(m-2)}<α，相隔最远的两个反射栅之间的距离为L_{2_long}＝L_{2_1}+L_{2_2}+…+L_{2_(m-1)}，距离叉指换能器最远的反射栅为第二标签的编码反射栅；第三标签的压电基底表面的m个反射栅中，相邻反射栅之间的距离按照由小到大的排列顺序分别为L_{3_1}、L_{3_2}、…、L_{3_(m-1)}，则L_{3_2}/L_{3_1}<α、L_{3_3}/L_{3_2}<α、…、L_{3_(m-1)}/L_{3_(m-2)}<α，相隔最远的两个反射栅之间的距离为L_{3_long}＝L_{3_1}+L_{3_2}+…+L_{3_(m-1)}，距离叉指换能器最远的反射栅为第三标签的编码反射栅；第四标签的压电基底表面的m个反射栅中，相邻反射栅之间的距离按照由小到大的排列顺序分别为L_{4_1}、L_{4_2}、…、L_{4_(m-1)}，则L_{4_2}/L_{4_1}<α、L_{4_3}/L_{4_2}<α、…、L_{4_(m-1)}/L_{4_(m-2)}<α，相隔最远的两个反射栅之间的距离为L_{4_long}＝L_{4_1}+L_{4_2}+…+L_{4_(m-1)}，距离叉指换能器最远的反射栅为第四标签的编码反射栅；上述L_{1_1}＝L_{2_1}＝L_{3_1}＝L_{4_1}＝β，以保证4个声表面波标签具有相同的相位测量范围，并增大扭矩检测的量程；上述L_{1_long}＝L_{2_long}＝L_{3_long}＝L_{4_long}，以保证4个声表面波标签具有相同的相位测量精度；上述4个声表面波标签上总共4m个反射栅中，与相应的叉指换能器的距离按照由小到大的排列顺序分别为L₁、L₂、…、L_4m，则相邻最近的两个反射栅之间的距离L_short＝min(L_n-L_n-1)≥β，其中2≤n≤4m；上述4个声表面波标签的4个编码反射栅均采用脉冲时延编码方案，在航空发动机的扭矩检测范围以及环境温度变化范围以内，脉冲时延编码不会发生变化，从而具有校验功能，即根据扭矩检测系统对4个声表面波标签的编码反射栅进行解码的正确性来判断系统对航空发动机扭矩检测结果的可靠性。

相邻反射栅距离递进放大倍数极限α取决于系统的相位测量精度。假定系统的相位测量精度为25°，为了保证后续可采用逐步递推的方式获得同一标签上相隔最远的回波脉冲信号之间无模糊的相位差，α＝180°/(2×25°)＝3.6。

相邻反射栅距离最小极限β取决于阅读器发射链路发射的脉冲信号的时宽，时宽越短，β越小，但发射信号时宽的减小会导致回波信号的信噪比降低。由于本系统的阅读器发射链路发射经过二进制相位编码调制的二相键控脉冲信号，并且接收链路采用相应的匹配滤波器对回波信号进行时域压缩，因此与发射简单的矩形脉冲信号相比，β可以大幅度减小，且二进制相位编码的自相关主旁瓣比越大，β越小。

如果系统的标签尺寸、相邻反射栅距离递进放大倍数极限α、相邻反射栅距离最小极限β给定，可通过软件编程对4个声表面波标签上所有反射栅数量与位置的整体拓扑结构进行优化设计。假定每个标签上反射栅数量的优化结果m＝4，针对4个声表面波标签上所有反射栅位置的整体拓扑结构，其中一种优化方案如图4所示。4个声表面波标签包括尺寸相同的第一标签1、第二标签2、第三标签3、第四标签4，其压电基底表面均有1个叉指换能器和4个反射栅；第一标签1的4个反射栅按照与第一叉指换能器5之间的距离由近及远的顺序分别为第一反射栅6、第二反射栅7、第三反射栅8、第四反射栅9，相邻反射栅之间的距离按照由小到大的排列顺序分别为L_{1_1}、L_{1_2}、L_{1_3}，则L_{1_2}/L_{1_1}<α、L_{1_3}/L_{1_2}<α，相隔最远的第一反射栅6、第四反射栅9之间的距离为L_{1_long}＝L_{1_1}+L_{1_2}+L_{1_3}，距离第一叉指换能器5最远的第四反射栅9为第一标签1的编码反射栅；第二标签2的4个反射栅按照与第二叉指换能器10之间的距离由近及远的顺序分别为第五反射栅11、第六反射栅12、第七反射栅13、第八反射栅14，相邻反射栅之间的距离按照由小到大的排列顺序分别为L_{2_1}、L_{2_2}、L_{2_3}，则L_{2_2}/L_{2_1}<α、L_{2_3}/L_{2_2}<α，相隔最远的第五反射栅11、第八反射栅14之间的距离为L_{2_long}＝L_{2_1}+L_{2_2}+L_{2_3}，距离第二叉指换能器10最远的第八反射栅14为第二标签2的编码反射栅；第三标签3的4个反射栅按照与第三叉指换能器15之间的距离由近及远的顺序分别为第九反射栅16、第十反射栅17、第十一反射栅18、第十二反射栅19，相邻反射栅之间的距离按照由小到大的排列顺序分别为L_{3_1}、L_{3_2}、L_{3_3}，则L_{3_2}/L_{3_1}<α、L_{3_3}/L_{3_2}<α，相隔最远的第九反射栅16、第十二反射栅19之间的距离为L_{3_long}＝L_{3_1}+L_{3_2}+L_{3_3}，距离第三叉指换能器15最远的第十二反射栅19为第三标签3的编码反射栅；第四标签4的4个反射栅按照与第四叉指换能器20之间的距离由近及远的顺序分别为第十三反射栅21、第十四反射栅22、第十五反射栅23、第十六反射栅24，相邻反射栅之间的距离按照由小到大的排列顺序分别为L_{4_1}、L_{4_2}、L_{4_3}，则L_{4_2}/L_{4_1}<α、L_{4_3}/L_{4_2}<α，相隔最远的第十三反射栅21、第十六反射栅24之间的距离为L_{4_long}＝L_{4_1}+L_{4_2}+L_{4_3}，距离第四叉指换能器20最远的第十六反射栅24为第四标签4的编码反射栅；4个声表面波标签上总共16个反射栅中，与相应的叉指换能器的距离按照由小到大的排列顺序分别为L₁、L₂、…、L₁₆，则相邻最近的两个反射栅之间的距离L_short＝min(L_n-L_n-1)≥β，其中2≤n≤16；针对各标签上相邻最近的两个反射栅之间的距离，L_{1_1}＝L_{2_1}＝L_{3_1}＝L_{4_1}＝β，通过对所有反射栅位置的整体拓扑结构的优化设计，使得L_{1_1}、L_{2_1}、L_{3_1}、L_{4_1}在相应标签的各相邻反射栅中出现的位置或顺序并不相同，从而使每个标签上相隔最远的两个反射栅之间的距离达到最大，并且L_{1_long}＝L_{2_long}＝L_{3_long}＝L_{4_long}，同时还使4个标签上总共16个反射栅对应的16个回波脉冲信号在阅读器的接收链路进行时域压缩后互相不重叠。

4个声表面波标签的压电基底均为硅酸镓镧压电单晶材料，叉指换能器和反射栅均为“铂/铑/二氧化锆”复合金属电极材料，并且均在压电基底表面溅射了一层氮化铝压电薄膜材料。复合金属电极位于硅酸镓镧压电单晶和氮化铝压电薄膜之间。以图4中的第一标签1为例，声表面波标签的纵向剖面结构如图5所示。

第一标签与第二标签并联，接入第一标签天线；第三标签与第四标签并联，接入第二标签天线。第一标签天线、第二标签天线均为印刷偶极子天线，分别制作在两个独立的耐高温陶瓷PCB板上，并分别在两个PCB板上实现第一标签与第二标签并联、第三标签与第四标签并联。第一标签天线、第二标签天线的PCB板上分别有两个呈±45°方向的矩形定位孔，尺寸稍大于声表面波标签，以便于标签的定位粘贴，并且使第一标签与第二标签组成差动式结构、第三标签与第四标签组成差动式结构。标签天线如图6所示，其偶极子臂采用耐高温的金属铂，并通过对偶极子臂进行弯折来实现标签天线的小型化设计。

如果待测的航空发动机的转轴允许二次加工，则在转轴的周向对称位置铣两个互相平行的小平面作为粘贴平面，如图7所示；如果待测的航空发动机的转轴不允许二次加工，但允许通过联轴器加装测扭轴，则制作周向对称位置铣有个互相平行的小平面的测扭轴，以两个小平面作为粘贴平面，与图7类两似；如果待测的航空发动机的转轴既不允许二次加工，也不允许加装测扭轴，则在转轴上安装两道卡环，两道卡环之间由两个沿转轴周向呈对称形式排布的弹性体连接，如图8所示。

将第一标签天线、第二标签天线的PCB板粘贴到如图7所示的航空发动机转轴的粘贴平面上，再通过矩形定位孔将第一标签、第二标签、第三标签、第四标签也直接粘贴到转轴的粘贴平面上，以减小航空发动机扭矩导致的应变从转轴传递到声表面波标签过程中的损耗，并且使4个声表面波标签沿航空发动机的转轴的周向呈差动对称形式排布，如图9所示。也可采用相同的方法，将第一标签天线、第二标签天线的PCB板粘贴到测扭轴的粘贴平面或卡环结构的弹性体上，再通过矩形定位孔将第一标签、第二标签、第三标签、第四标签也直接粘贴到测扭轴的粘贴平面或卡环结构的弹性体上，从而具有相同的作用和效果。

阅读器包括发射链路、接收链路和阅读器天线。发射链路发射一个经过二进制相位编码调制的二相键控脉冲信号，接收链路采用相应的匹配滤波器对4个声表面波标签的回波信号进行时域压缩，从而提升回波信号的信噪比，增强极端环境下的抗干扰能力，同时还增大扭矩检测的量程。

发射链路由直接数字式频率合成器、混频器、锁相环、射频带通滤波器、脉冲调制射频开关、射频功率放大器构成，如图10所示。

发射链路发射的二相键控脉冲信号的二进制相位编码长度根据系统的带宽来确定。以编码长度为4的二进制相位编码{1 0 1 0}为例，二相键控信号的调制原理如图11所示。在给定编码长度的所有二进制相位编码中，用于调制以产生二相键控信号的编码具有最大的自相关主旁瓣比。

接收链路由射频带通滤波器、射频低噪声放大器、带通采样模数转换器、数字匹配滤波器、数字正交解调器、数字低通滤波器构成，如图12所示。

接收链路的数字匹配滤波器以发射链路发射的二相键控脉冲信号作为匹配滤波器的参考信号，对其做快速傅里叶变换得到匹配滤波器的频谱；对4个声表面波标签的回波信号做快速傅里叶变换后与匹配滤波器的频谱进行乘积，再做逆傅里叶变换，得到时域压缩的回波信号。匹配滤波器对回波信号的处理流程如图13所示，处理效果如图14所示。

阅读器天线为适用于航空发动机的转轴结构的平面分段环状天线。阅读器天线如图15所示，其基底采用耐高温陶瓷PCB板，辐射体采用耐高温的金属铂，通过基底上、下表面的辐射体段互相重叠一定的角度来起到电容的作用，从而形成全向的辐射模式。

以航空发动机的部件台架试车为例，通过联轴器加装测扭轴的方式搭建扭矩检测系统平台如图16所示。采用驱动装置控制转速和扭矩，以航空发动机/燃机风扇压气机零部件为负载，模拟其在各试验状态下扭矩的动态变化，通过声表面波标签和阅读器实现对航空发动机动态扭矩的检测。

参照图4至图16所示，本发明基于声表面波标签的航空发动机扭矩检测系统的检测方法包括如下步骤：

步骤A：阅读器发射链路的直接数字式频率合成器产生一个低频的二相键控信号，通过混频器与锁相环产生的本振信号进行上混频以获得高频的二相键控信号，再通过射频带通滤波器滤除不需要的边带频率和杂散频率，进一步通过脉冲调制射频开关获得二相键控宽脉冲信号并通过射频功率放大器放大，最后通过阅读器天线以电磁波的形式发射出去；

步骤B：第一标签与第二标签通过第一标签天线、第三标签与第四标签通过第二标签天线同时接收阅读器天线发射的二相键控宽脉冲电磁波，经过各声表面波标签的叉指换能器转换为二相键控宽脉冲声表面波，沿压电基底表面和压电薄膜传播；

步骤C：二相键控宽脉冲声表面波在传播过程中遇到各反射栅发生部分反射和部分透射，反射的声表面波再经过叉指换能器转换为回波信号，4个声表面波标签的回波信号共包括4m个与各反射栅对应的互相重叠的二相键控宽脉冲信号，各宽脉冲信号的时延、相位与声表面波的传播速度以及各反射栅之间的距离有关，但因为互相重叠而无法有效地获取时延、相位信息；

步骤D：航空发动机的转轴的扭矩变化导致声表面波标签的压电基底表面和压电薄膜上的应变发生变化，并进一步引起声表面波的传播速度以及各反射栅之间的距离发生变化，最终引起回波信号的4m个二相键控宽脉冲信号的时延、相位发生变化；步骤E：回波信号通过第一标签天线、第二标签天线以电磁波的形式发射回阅读器，经阅读器天线接收之后进入阅读器接收链路；

步骤F：回波信号经阅读器接收链路的射频带通滤波器、射频低噪声放大器进入带通采样模数转换器，通过带通采样获得回波数字信号，其频率搬移到第一奈奎斯特区域；

步骤G：带通采样后的回波数字信号进入数字匹配滤波器，将4m个二相键控宽脉冲数字信号转换为时域压缩后的互相不重叠的4m个窄脉冲数字信号；

步骤H：经过时域压缩后的回波数字信号进入数字正交解调器，与数控振荡器构造的I、Q两路数字信号分别混频，再经过有限冲激响应数字低通滤波器得到正交的两路回波数字基带信号I(n)、Q(n)，通过I(n)、Q(n)的平方和解算出4m个反射栅对应的4m个回波脉冲信号的时延，通过I(n)、Q(n)的反正切解算出4m个回波脉冲信号的相位；

步骤I：针对第一标签，通过该标签上m个反射栅分别对应的回波脉冲信号的相位

获得相邻反射栅对应的回波脉冲信号之间的相位差

但相位测量存在模糊性问题，即上述相位、相位差仅为小于360°的部分，无法直接测得360°的整数倍部分，因此在扭矩和环境温度变化导致相邻最近、距离为L_{1_1}的两个反射栅对应的回波脉冲信号之间的相位差

不超过360°的前提下，根据回波脉冲信号之间无模糊的相位差与反射栅之间距离成正比的关系，在相位测量误差不放大到180°的前提下，通过反射栅之间距离L_{1_2}/L_{1_1}、L_{1_3}/L_{1_2}、…、L_{1_(m-1)}/L_{1_(m-2)}的比例关系，逐步递推到相邻最远、距离为L_{1_(m-1)}的两个反射栅对应的回波脉冲信号之间无模糊的相位差

并进一步通过该标签上相邻最远的反射栅距离与毗邻该距离的相邻反射栅距离求和，利用上述距离求和的结果与相邻最远的反射栅距离的比例关系小于α的特点，通过距离累计求和的方式继续逐步递推到该标签上相隔最远、距离为L_{1_long}的两个反射栅对应的回波脉冲信号之间无模糊的相位差

以图4中的第一标签1为例，相位差逐步递推对应的反射栅之间距离的递推顺序为：L_{1_1}、L_{1_2}、L_{1_3}、L_{1_3}+L_{1_2}、L_{1_3}+L_{1_2}+L_{1_1}，与此同时，还通过该标签上相隔最远的两个反射栅分别对应的回波脉冲信号的时延τ_m、τ₁之差Δτ_{m_1}＝τ_m-τ₁来解算编码反射栅的脉冲时延编码，从而判断第一标签解码的正确性；

步骤J：针对第二标签、第三标签、第四标签，采用与步骤I相同的方法，获得各标签上相隔最远的两个反射栅对应的回波脉冲信号之间无模糊的相位差

并判断各标签解码的正确性；

步骤K：如果4个声表面波标签的解码均正确，表明系统的本次检测结果可靠，通过

消除温度等环境因素以及发动机转轴的弯矩对检测结果的影响，根据扭矩与

之间的对应关系获得待测扭矩值，并且不间断地重复步骤A至步骤J，实现对航空发动机动态扭矩的检测；如果其中1个或多个声表面标签的解码不正确，表明系统的本次检测结果不可靠，重新开始步骤A至步骤J进行下一次检测；如果系统的k次检测结果都不可靠，则根据具体情况对系统进行检修。

由于本发明是根据转轴扭矩变化导致应变发生变化的理论机理，通过测量应变以实现对扭矩的检测，因此同样适于航空发动机动态应变的检测以及能够导致应变发生变化的其它物理量的检测。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下还可以作出若干改进，这些改进也应视为本发明的保护范围。

Claims (5)

1.一种基于声表面波标签的航空发动机扭矩检测系统，其特征在于：所述航空发动机扭矩检测系统由4个声表面波标签和1个阅读器构成；

4个声表面波标签包括尺寸相同的第一标签、第二标签、第三标签和第四标签，每个标签的压电基底表面均有1个叉指换能器和m个反射栅，其中m≥3；通过对4个声表面波标签上所有反射栅数量与位置的整体拓扑结构进行优化设计，在标签尺寸、相邻反射栅距离递进放大倍数极限α、相邻反射栅距离最小极限β给定的前提下，不仅使4个声表面波标签具有相同的相位测量范围和测量精度，而且使所有反射栅对应的4m个回波脉冲信号在阅读器的接收链路进行时域压缩之后互相不重叠，以同时测量4m个回波脉冲信号的时延、相位，并且还使同一标签上相隔最远的反射栅距离达到最大，以提高扭矩检测的精度；

所述第一标签的压电基底表面的m个反射栅中，相邻反射栅之间的距离按照由小到大的排列顺序分别为L_{1_1}、L_{1_2}、…、L_{1_(m-1)}，则L_{1_2}/L_{1_1}<α、L_{1_3}/L_{1_2}<α、…、L_{1_(m-1)}/L_{1_(m-2)}<α；相隔最远的两个反射栅之间的距离为L_{1_long}＝L_{1_1}+L_{1_2}+…+L_{1_(m-1)}；距离叉指换能器最远的反射栅为第一标签的编码反射栅；

所述第二标签的压电基底表面的m个反射栅中，相邻反射栅之间的距离按照由小到大的排列顺序分别为L_{2_1}、L_{2_2}、…、L_{2_(m-1)}，则L_{2_2}/L_{2_1}<α、L_{2_3}/L_{2_2}<α、…、L_{2_(m-1)}/L_{2_(m-2)}<α；相隔最远的两个反射栅之间的距离为L_{2_long}＝L_{2_1}+L_{2_2}+…+L_{2_(m-1)}；距离叉指换能器最远的反射栅为第二标签的编码反射栅；

所述第三标签的压电基底表面的m个反射栅中，相邻反射栅之间的距离按照由小到大的排列顺序分别为L_{3_1}、L_{3_2}、…、L_{3_(m-1)}，则L_{3_2}/L_{3_1}<α、L_{3_3}/L_{3_2}<α、…、L_{3_(m-1)}/L_{3_(m-2)}<α；相隔最远的两个反射栅之间的距离为L_{3_long}＝L_{3_1}+L_{3_2}+…+L_{3_(m-1)}；距离叉指换能器最远的反射栅为第三标签的编码反射栅；

所述第四标签的压电基底表面的m个反射栅中，相邻反射栅之间的距离按照由小到大的排列顺序分别为L_{4_1}、L_{4_2}、…、L_{4_(m-1)}，则L_{4_2}/L_{4_1}<α、L_{4_3}/L_{4_2}<α、…、L_{4_(m-1)}/L_{4_(m-2)}<α；相隔最远的两个反射栅之间的距离为L_{4_long}＝L_{4_1}+L_{4_2}+…+L_{4_(m-1)}；距离叉指换能器最远的反射栅为第四标签的编码反射栅；

L_{1_1}＝L_{2_1}＝L_{3_1}＝L_{4_1}＝β，以保证4个声表面波标签具有相同的相位测量范围，并增大扭矩检测的量程；L_{1_long}＝L_{2_long}＝L_{3_long}＝L_{4_long}，以保证4个声表面波标签具有相同的相位测量精度；

4个声表面波标签上总共4m个反射栅中，与相应的叉指换能器的距离按照由小到大的排列顺序分别为L₁、L₂、…、L_4m，则相邻最近的两个反射栅之间的距离L_short＝min(L_n-L_n-1)≥β，其中2≤n≤4m；

4个声表面波标签的4个编码反射栅均采用脉冲时延编码方案；在航空发动机的扭矩检测范围以及环境温度变化范围以内，脉冲时延编码不会发生变化，从而具有校验功能，即根据扭矩检测系统对4个声表面波标签的编码反射栅进行解码的正确性来判断系统对航空发动机扭矩检测结果的可靠性。

2.根据权利要求1所述的基于声表面波标签的航空发动机扭矩检测系统，其特征在于：4个声表面波标签的压电基底均为硅酸镓镧压电单晶材料，叉指换能器和反射栅均为“铂/铑/二氧化锆”复合金属电极材料，并且均在压电基底表面溅射了一层氮化铝压电薄膜材料；复合金属电极位于硅酸镓镧压电单晶和氮化铝压电薄膜之间。

3.根据权利要求1所述的基于声表面波标签的航空发动机扭矩检测系统，其特征在于：所述第一标签与第二标签并联，接入第一标签天线；所述第三标签与第四标签并联，接入第二标签天线；

所述第一标签天线、第二标签天线均为印刷偶极子天线，分别制作在两个独立的耐高温陶瓷PCB板上，并分别在两个PCB板上实现第一标签与第二标签并联、第三标签与第四标签并联；标签天线的偶极子臂采用耐高温的金属铂，并通过对偶极子臂进行弯折来实现标签天线的小型化设计；

如果待测的航空发动机的转轴允许二次加工，则在转轴的周向对称位置铣两个互相平行的小平面，并在两个小平面上分别粘贴第一标签天线、第二标签天线以及相应的声表面波标签；如果待测的航空发动机的转轴不允许二次加工，但允许通过联轴器加装测扭轴，则制作周向对称位置铣有两个互相平行的小平面的测扭轴，并在测扭轴的两个小平面上分别粘贴第一标签天线、第二标签天线以及相应的声表面波标签；如果待测的航空发动机的转轴既不允许二次加工，也不允许加装测扭轴，则在转轴上安装两道卡环，两道卡环之间由两个沿转轴周向呈对称形式排布的弹性体连接，并在两个弹性体上分别粘贴第一标签天线、第二标签天线以及相应的声表面波标签；

所述第一标签天线、第二标签天线的PCB板上分别有两个呈±45°方向的矩形定位孔，尺寸大于声表面波标签，以便于标签的定位粘贴，并且使第一标签与第二标签组成差动式结构、第三标签与第四标签组成差动式结构；将第一标签天线、第二标签天线的PCB板粘贴到转轴的小平面、测扭轴的小平面或卡环结构的弹性体上，再通过矩形定位孔将第一标签、第二标签、第三标签、第四标签也直接粘贴到转轴的小平面、测扭轴的小平面或卡环结构的弹性体上，以减小航空发动机扭矩导致的应变从转轴传递到声表面波标签过程中的损耗，并且使4个声表面波标签沿航空发动机的转轴的周向呈差动对称形式排布。

4.根据权利要求1所述的基于声表面波标签的航空发动机扭矩检测系统，其特征在于：所述阅读器包括发射链路、接收链路和阅读器天线，所述发射链路发射一个经过二进制相位编码调制的二相键控脉冲信号，所述接收链路采用相应的匹配滤波器对4个声表面波标签的回波信号进行时域压缩，从而提升回波信号的信噪比，增强极端环境下的抗干扰能力，同时还增大扭矩检测的量程；

所述发射链路由直接数字式频率合成器、混频器、锁相环、射频带通滤波器、脉冲调制射频开关、射频功率放大器构成；

所述发射链路发射的二相键控脉冲信号的二进制相位编码长度根据系统的带宽来确定；在给定编码长度的所有编码中，所述二进制相位编码具有最大的自相关主旁瓣比；

所述接收链路由射频带通滤波器、射频低噪声放大器、带通采样模数转换器、数字匹配滤波器、数字正交解调器、数字低通滤波器构成；

所述接收链路的数字匹配滤波器以所述发射链路发射的二相键控脉冲信号作为匹配滤波器的参考信号，对其做快速傅里叶变换得到匹配滤波器的频谱；对4个声表面波标签的回波信号做快速傅里叶变换后与匹配滤波器的频谱进行乘积，再做逆傅里叶变换，得到时域压缩的回波信号；

所述阅读器天线为适用于航空发动机的转轴结构的平面分段环状天线；阅读器天线的基底采用耐高温陶瓷PCB板，辐射体采用耐高温的金属铂，通过基底上、下表面的辐射体段互相重叠一定的角度来起到电容的作用，从而形成全向的辐射模式。

5.一种如权利要求1所述的基于声表面波标签的航空发动机扭矩检测系统的检测方法，其特征在于：包括如下步骤：

步骤A：阅读器发射链路的直接数字式频率合成器产生一个低频的二相键控信号，通过混频器与锁相环产生的本振信号进行上混频以获得高频的二相键控信号，再通过射频带通滤波器滤除不需要的边带频率和杂散频率，进一步通过脉冲调制射频开关获得二相键控宽脉冲信号并通过射频功率放大器放大，最后通过阅读器天线以电磁波的形式发射出去；

步骤B：第一标签与第二标签通过第一标签天线、第三标签与第四标签通过第二标签天线同时接收阅读器天线发射的二相键控宽脉冲电磁波，经过各声表面波标签的叉指换能器转换为二相键控宽脉冲声表面波，沿压电基底表面和压电薄膜传播；

步骤C：二相键控宽脉冲声表面波在传播过程中遇到各反射栅发生部分反射和部分透射，反射的声表面波再经过叉指换能器转换为回波信号，4个声表面波标签的回波信号共包括4m个与各反射栅对应的互相重叠的二相键控宽脉冲信号，各宽脉冲信号的时延、相位与声表面波的传播速度以及各反射栅之间的距离有关，但因为互相重叠而无法有效地获取时延、相位信息；

步骤D：航空发动机的转轴的扭矩变化导致声表面波标签的压电基底表面和压电薄膜上的应变发生变化，并进一步引起声表面波的传播速度以及各反射栅之间的距离发生变化，最终引起回波信号的4m个二相键控宽脉冲信号的时延、相位发生变化；

步骤E：回波信号通过第一标签天线、第二标签天线以电磁波的形式发射回阅读器，经阅读器天线接收之后进入阅读器接收链路；

步骤F：回波信号经阅读器接收链路的射频带通滤波器、射频低噪声放大器进入带通采样模数转换器，通过带通采样获得回波数字信号，其频率搬移到第一奈奎斯特区域；

步骤G：带通采样后的回波数字信号进入数字匹配滤波器，将4m个二相键控宽脉冲数字信号转换为时域压缩后的互相不重叠的4m个窄脉冲数字信号；

步骤H：经过时域压缩后的回波数字信号进入数字正交解调器，与数控振荡器构造的I、Q两路数字信号分别混频，再经过有限冲激响应数字低通滤波器得到正交的两路回波数字基带信号I(n)、Q(n)，通过I(n)、Q(n)的平方和解算出4m个反射栅对应的4m个回波脉冲信号的时延，通过I(n)、Q(n)的反正切解算出4m个回波脉冲信号的相位；

步骤I：针对第一标签，通过该标签上m个反射栅分别对应的回波脉冲信号的相位

获得相邻反射栅对应的回波脉冲信号之间的相位差

但相位测量存在模糊性问题，即上述相位、相位差仅为小于360°的部分，无法直接测得360°的整数倍部分，因此在扭矩和环境温度变化导致相邻最近、距离为L_{1_1}的两个反射栅对应的回波脉冲信号之间的相位差

不超过360°的前提下，根据回波脉冲信号之间无模糊的相位差与反射栅之间距离成正比的关系，在相位测量误差不放大到180°的前提下，通过反射栅之间距离L_{1_2}/L_{1_1}、L_{1_3}/L_{1_2}、…、L_{1_(m-1)}/L_{1_(m-2)}的比例关系，逐步递推到相邻最远、距离为L_{1_(m-1)}的两个反射栅对应的回波脉冲信号之间无模糊的相位差

并进一步通过该标签上相邻最远的反射栅距离与毗邻该距离的相邻反射栅距离求和，利用上述距离求和的结果与相邻最远的反射栅距离的比例关系小于α的特点，通过距离累计求和的方式继续逐步递推到该标签上相隔最远、距离为L_{1_long}的两个反射栅对应的回波脉冲信号之间无模糊的相位差

与此同时，还通过该标签上相隔最远的两个反射栅分别对应的回波脉冲信号的时延τ_m、τ₁之差Δτ_{m_1}＝τ_m-τ₁来解算编码反射栅的脉冲时延编码，从而判断第一标签解码的正确性；

步骤J：针对第二标签、第三标签、第四标签，采用与步骤I相同的方法，获得各标签上相隔最远的两个反射栅对应的回波脉冲信号之间无模糊的相位差

并判断各标签解码的正确性；

步骤K：如果4个声表面波标签的解码均正确，表明系统的本次检测结果可靠，通过

消除温度等环境因素以及发动机转轴的弯矩对检测结果的影响，根据扭矩与

之间的对应关系获得待测扭矩值，并且不间断地重复步骤A至步骤J，实现对航空发动机动态扭矩的检测；如果其中1个或多个声表面标签的解码不正确，表明系统的本次检测结果不可靠，重新开始步骤A至步骤J进行下一次检测；如果系统的k次检测结果都不可靠，则根据具体情况对系统进行检修。

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