CN114526128A - 一种航空发动机内外机匣的主动振动控制系统及方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种航空发动机内外机匣的主动振动控制系统及方法，该方法为：获得由转子到外机匣、内机匣振动增强点的振动传递路径和特性；确定内机匣施振点位置，并分别获得该点到外机匣振动增强点、内机匣减振点的振动传递特性；在外机匣振动增强点安装压电能量收集器；设计内机匣施振点的控制律并验证相应的设计是否满足性能要求。本发明针对航空发动机内外机匣的较特定频率振动，可使得内机匣所需减振点的振动量显著衰减，外机匣所需振动增强点的振动量得到增加，压电能量收集得以实现，既降低了发动机部件的特定频率振动疲劳，又能为机上部分传感器实现供能，对实际工程具有重要价值。
Description
技术领域
本发明涉及航空发动机的振动控制，特别涉及了一种航空发动机内外机匣的主动振动控制系统及方法。
背景技术
在过去的十几年内，随着各种通信、存储技术的不断发展，无线传感器网络技术在生活中的各个方面都已经得到了广泛的应用。在工业生产中，其具有的高可靠性、低成本、广覆盖面、低功耗等特点，能为监测带来极大的便利。与此同时，虽然无线传感器网络的使用难度低，但其维护成本偏高，有的传感器节点不支持进行电池的更换。
现有技术中主动振动控制存在操作复杂、成本高，以及部分传感器供能成本较高的问题。振动作为一种极其常见的物理现象，若能对其进行能量收集，并为传感器供能，则可以极大地降低维护成本。
发明内容
为解决上述问题，本发明提供一种能够同时实现振动减弱与增强的控制装置及其振动控制的方法，能够通过增加一个控制力，同时实现需要位置的减振及能量收集。
一种航空发动机内外机匣的主动振动控制系统，该应用于抑制飞机发动机振动，包括待控制装置、信号发生器，第一、第二功率放大器，第一、第二激振器、第一、第二加速度传感器和压电振动能量收集器。
信号发生器产生0-2KHZ的振动信号，并将该振动信号传送至第一功率放大器；第一功率放大器对收到信号进行功率放大，并将放大后的信号传送至第一激振器，第一激振器带动待控制装置来回激振，使得待控制装置产生与飞机发动机的振动相同的振源；加速度传感器安装在待控制装置上，将待控制装置产生的振动转换为振动信号；采集卡每隔一段时间采集加速度传感器上的振动信号，并将该信号传送至控制模块，控制模块对收到的振动信号进行PID调节，得到与振动信号频率相同、方向相反的信号，并将该信号输出至第二功率放大器；第二功率放大器对收到的信号进行功率放大，并将放大后的信号传送至第二激振器；第二激振器收到放大后的信号后产生和振源周期大小相同、方向相反的激振力，并将该激振力作用到第一激振器上，从而抵消振源带来的振动。
作为优选，待控制装置为简化的三层弹簧阻尼减振结构，层与层之间通过四周的弹簧相连接；其中，中间层为简化的内机匣层，上下层为简化的外机匣层置。
作为优选，第一加速度传感器、第二加速度传感器分别设置于该弹簧阻尼减振结构的外机匣层、内机匣层的边缘处。
作为优选，待控制装置上安装有两个压力传感器；所述压电振动能量收集器以悬臂梁形式悬挂并伸出所述待控制装置的外机匣层的边缘。
作为优选，第一、二功率放大器限流范围为3-12Arms，频率范围为0-10KHz, 放大倍数为0-5倍；第一激振器、第二激振器最大激振力为200N，最大行程为 10mm,频率范围为0-2KHz。
作为优选，加速度传感器采用压电式且灵敏度为100mv/g的加速度传感器。
作为优选，所述控制模块采用NI-cPRIO。
作为优选，所述采集卡每隔20～100ms读取加速度传感器上的振动信号。
本发明还公开了一种航空发动机内外机匣的主动振动控制系统的设计方法，包括以下步骤：
步骤1，分别确定转子到内机匣减振点的振动传递路径和到外机匣振动增强点的振动传递路径；
步骤2，在外机闸选择一个施加振动控制的点，并分别确定该点到所述内机匣减振点的振动传递路径和到外机匣振动增强点的振动传递路径；
步骤3，外机匣的振动增强点为能量收集点，在该点布置压电能量收集器；
步骤4，设计内机匣控制器拾振点的控制律；
步骤5，测量内机匣振动强度和外机匣能量收集点的振动强度，以及能量收集的效果，将该振动强度输入控制器，产生和振源同周期、方向相反的激振力作用于待控制装置，以抵消振源为内机匣带来的振动；
步骤6，验证内机匣、外机闸的振动强度是否满足内机匣振动减弱、外机匣能量收集点振动增强的要求，若不满足，考虑重新选择内机匣的施振点并重复上述设计流程。
有益效果：
与现有技术相比，本发明能当航空发动机产生有害振动时有效地达到主动减振的目的，以减弱振动对设备的影响，提高发动机的正常工作和寿命，同时在需要增强振动的特定点振动增强的效果也相当可观，可以满足能量收集以实现供能的要求，即通过一个控制力的施加，同时实现某处振动的强化、能量收集和另一处振动的减弱。除此之外，本发明还具有实时性、高效性、结构简单、控制性强、控制范围广、控制精度高等优点。
附图说明
图1为本发明一个实施例的设计流程图。
图2为本发明一个实施例的主动振动控制系统示意图。
图3为本发明一个实施例的待控制装置示意图。
图4为本发明一个实施例的传感器V控制前后位移。
图5为本发明一个实施例的传感器VI控制前后位移。
附图标记：
I-待控制装置主体，II-悬臂梁形式的压电能量传感器，III-压电悬臂梁尽头的质量块，IV-压电悬臂梁上的电极，V-第一加速度传感器，VI-第二加速度传感器。
具体实施方式
构成本发明的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。
航空发动机内部存在着多数以发动机转子不平衡或者转子不对中等引起自身的振动，激振力会通过支承传递到机匣表面，从而引起发动机整机的振动。本发明通过采用两个激振器(一个作为振源用来产生激振力，另一个作为执行机构) 实现主动振动控制的效果。通过激振器产生激振力的这一过程模拟转子不平衡引起的激振信号，将振动信号传递到发动机机匣表面，加速度传感器负责将发动机机匣振动引起的加速度信号送到控制器中，在控制器中设定所需的控制算法并输出响应。执行机构接收到这响应信号产生另一个激励力于外机匣表面，对初始的振动信号进行一个反馈调节，从而达到主动减振的目的。能量收集器布置在减速器的最上层，在同一频率下，振动增强可以收集到的能量也会增加，可以通过增加布置处的振动来增加收集到的能量。
本发明为了更好地实现能量收集，对能量收集设备的安装处进行振动增强。与此同时，为了防止振动对设备本身产生影响，需要在对振动较为敏感的地方进行减振。
如图1所示，本实施例提供的航空发动机内外机匣的主动振动控制系统的设计方法，能够同时实现振动的减弱与增强。
步骤1，分别确定转子到内机匣减振点的振动传递路径和到外机匣振动增强点的振动传递路径。
步骤2，在外机闸选择一个施加振动控制的点，并分别确定该点到所述内机匣减振点的振动传递路径和到外机匣振动增强点的振动传递路径；振源到各个点的振动传递路径可以通过实验或是仿真获得相关数据。
步骤3，外机匣的振动增强点为能量收集点，在该点布置压电能量收集器。
步骤4，设计内机匣控制器拾振点的控制律，具体为：
步骤4.1，定义控制矩阵：
其中，x为减振结构上层与中层的相对位移，x1为减振结构中间层的位移，u为控制律，y为发动机振动，其中
为传递函数矩阵，g11、g12表征中层的位移与u、y之间的关系， g21、g22表征上层相对位移与u、y之间的关系。
步骤4.2，令控制律u＝kx，其中k为控制参数，令α＝(1-g11k)-1-1，令
其中α、R为用来简化性能指标的参数，其中α与k相关，R与k 无关。通过改变k，使得其满足
步骤5，测量内机匣振动强度和外机匣能量收集点的振动强度，以及能量收集的效果，将该振动强度输入控制器，产生和振源同周期、方向相反的激振力作用于待控制装置，以抵消振源为内机匣带来的振动。
步骤6，验证内机匣、外机闸的振动强度是否满足内机匣振动减弱、外机匣能量收集点振动增强的要求，若不满足，考虑重新选择内机匣的施振点并重复上述设计流程。
如图2至图3所示，一种航空发动机内外机匣的主动振动控制系统，包括信号发生器，信号发生器产生0-2KHZ的振动信号，并将该振动信号传送至第一功率放大器；第一功率放大器对收到信号进行功率放大，并将放大后的信号传送至第一激振器，第一激振器带动待控制装置来回激振，使得待控制装置产生与飞机发动机的振动相同的振源。
待控制装置为简化的三层弹簧阻尼减振结构，层与层之间通过四周的弹簧相连接；其中，中间层为简化的内机匣层，上下层为简化的外机匣层置。第一加速度传感器、第二加速度传感器分别设置于该弹簧阻尼减振结构的外机匣层、内机匣层的边缘处
第一激振器作用于待控制装置I，带动待控制装置来回激振，待控制装置上安装的第一加速度传感器V与第二加速度传感器VI测得待控制装置上的振动信号，其中加速度传感器VI测得的振动信号为与飞机发动机产生的振动信号相同的信号，通过采集卡传送到控制器机箱内置的控制模块中。
控制模块对收到的振动信号进行处理得到所需的输出波形，该输出波形为一个与振动信号频率相同、方向相反的信号，并将该与振动信号频率相同、方向相反的信号传送至第二功率放大器。
第二功率放大器对收到的信号进行功率放大，并将放大后的信号传送至第二激振器以产生一个和振源同周期、方向相反的激振力，并作用于待控制装置I的顶部，以抵消振源带来的振动，从而达到减振的目的，即加速度传感器VI所测得振动减小；同时，待控制装置I由于该振源同周期、方向相反的激振力的作用，其顶层搭载的压电悬臂梁II的一层振动增强，即加速度传感器V所测得振动增强，压电振动能量收集器对该振动能量进行收集。其中，第一、二功率放大器限流范围为3-12Arms，频率范围为0-10KHz,放大倍数为0-5倍；第一激振器、第二激振器最大激振力为200N，最大行程为10mm,频率范围为0-2KHz；加速度传感器采用压电式且灵敏度为100mv/g的加速度传感器。
压电悬臂梁II产生的电压经由采集卡传送到控制器机箱进行PID调节，通过上位机验证振动能量的收集效果。其中，采集卡每隔10～100ms采集依次加速度传感器上的振动信号，对振动信号进行设计验证时，保证在降低振动的同时，要满足对控制算法执行时间的设计要求。
控制模块包括在上位机中编写的软件部分和在控制器机箱中的硬件部分，硬件部分采用NI cRIO机箱。采集卡为NI cRIO机箱配套的采集卡。
本实施例中，采用的信号参数如下：信号发生器产生一个频率为5Hz，振幅为1的正弦信号。本实施例中采集卡每隔100ms采集一次加速度传感器的振动信号，如图4所示，振动控制前采集卡采集的振动信号(加速度传感器测得的值)；图5中100ms以后为振动控制后的采集的振动信号；对比图4和图5本实施例对控制发动机振动具有显著的效果。
实际应用中，通过工程计算，当航空发动机产生有害振动时，合计设计控制模块和执行机构，可有效达到抑制振动的目的，提高发动机的正常工作和寿命。同时，在需要增强振动从而实现能量收集的特定点振动增强的效果也相当可观，可以满足能量收集以实现供能的要求。
另外需要说明的是，在上述具体实施方式中所描述的各个具体技术特征，在不矛盾的情况下，可以通过任何合适的方式进行组合。为了避免不必要的重复，本发明对各种可能的组合方式不再另行说明。
Claims (10)
1.一种航空发动机内外机匣的主动振动控制系统，包括待控制装置，其特征在于，还包括信号发生器，第一、第二功率放大器，第一、第二激振器、第一、第二加速度传感器和压电振动能量收集器；
所述信号发生器产生振动信号并传输至第一功率放大器以放大输入信号；放大后的输入信号传输至第一激振器以产生振动作为振源；第一激振器作用于待控制装置的外机闸底端，带动该装置来回激振；第一、第二加速度传感器分别测得待控制装置上外机匣、内机匣的振动信号，将该振动信号传输至控制器机箱内置的控制模块中进行处理，得到与振动信号频率相同、方向相反的信号并传送至第二功率放大器进行功率放大，将放大后的信号传输至第二激振器，产生和振源同周期、方向相反的激振力作用于待控制装置，以抵消振源为内机匣带来的振动；
所述压电振动能量收集器置于所述待控制装置的外机闸顶端，用于收集振动能量。
2.根据权利要求1所述的航空发动机内外机匣的主动振动控制系统，其特征在于，所述待控制装置为简化的三层弹簧阻尼减振结构，层与层之间通过四周的弹簧相连接；其中，中间层为简化的内机匣层，上下层为简化的外机匣层。
3.根据权利要求2所述的航空发动机内外机匣的主动振动控制系统，其特征在于，第一加速度传感器、第二加速度传感器分别设置于该弹簧阻尼减振结构的外机匣层、内机匣层的边缘处。
4.根据权利要求3所述的航空发动机内外机匣的主动振动控制系统，其特征在于，所述待控制装置上安装有两个压力传感器；所述压电振动能量收集器以悬臂梁形式悬挂并伸出所述待控制装置的外机匣层的边缘。
5.根据权利要求4所述的航空发动机内外机匣的主动振动控制系统，其特征在于，所述功率放大器的限流范围为3-12Arms，频率范围为0-10KHz，放大倍数为0-5倍。
6.根据权利要求5所述的航空发动机内外机匣的主动振动控制系统，其特征在于，所述激振器最大激振力为200N，最大行程为10mm，频率范围为0-2KHz。
7.根据权利要求6所述的航空发动机内外机匣的主动振动控制系统，其特征在于，所述加速度传感器采用压电式加速度传感器，灵敏度为100mv/g。
8.根据权利要求7所述的航空发动机内外机匣的主动振动控制系统，其特征在于，所述采集卡每隔20～100ms读取两个加速度传感器上的振动信号。
9.基于权利要求1至8任意一项所述的航空发动机内外机匣的主动振动控制系统的设计方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤1，分别确定转子到内机匣减振点的振动传递路径和到外机匣振动增强点的振动传递路径；
步骤2，在外机闸选择一个施加振动控制的点，并分别确定该点到所述内机匣减振点的振动传递路径和到外机匣振动增强点的振动传递路径；
步骤3，外机匣的振动增强点为能量收集点，在该点布置压电能量收集器；
步骤4，设计内机匣控制器拾振点的控制算法，通过步骤1及步骤2中确定的振动传递路径确定控制算法的相关参数；
步骤5，测量内机匣振动强度和外机匣能量收集点的振动强度，以及能量收集的效果，将该振动强度输入控制器，产生和振源同周期、方向相反的激振力作用于待控制装置，以抵消振源为内机匣带来的振动；
步骤6，验证内机匣、外机闸的振动强度是否满足内机匣振动减弱、外机匣能量收集点振动增强的要求，若不满足，考虑重新选择内机匣的施振点并重复上述设计流程。
10.根据权利要求9所述的航空发动机内外机匣的主动振动控制系统的设计方法，其特征在于，所述步骤4具体为：
步骤4.1，定义控制矩阵：
其中，x为减振结构上层与中层的相对位移，x1为减振结构中间层的位移，u为控制律，y为发动机振动，其中
为传递函数矩阵，g11、g12表征中层的位移与u、y之间的关系，g21、g22表征上层相对位移与u、y之间的关系；
步骤4.2，令控制律u＝kx，其中k为控制参数，令α＝(1-g11k)-1-1，令
其中α、R为用来简化性能指标的参数，通过改变k，使得其满足
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| 邵俊: "基于双目视觉目标跟踪的航空发动机薄壁件全向振动测量方法", 《中国优秀硕士学位论文全文数据库 工程科技Ⅱ辑》, 30 June 2021 (2021-06-30), pages 32 * |
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