基于转速脉冲重构的航空发动机振动信号相位测量方法

摘要

基于转速脉冲重构的航空发动机振动信号相位测量方法，主要解决现有技术对振动信号相位测量误差大和不稳定的问题。所述测量方法，通过分析转速信号和振动信号，在本地重构两路正交的参考信号，并通过测角算法估计出振动信号的相位。本发明具有运算量小、稳定性好、且测速精度高的优点，可用于对航空发动机振动信号相位的精确测量。

说明书

技术领域

本发明属于航空发动机振动监测技术领域，具体的说是一种航空发动机振 动信号相位测量方法，用于在航空发动机高速运行时的复杂振动环境下，稳定 并精确的实现对振动信号相位的测量。

背景技术

目前，振动信号分析是诊断航空发动机故障的一种有效方法，绝大多数结构 强度方面的故障都与振动信号有密切的关系。发动机振动监测是状态监控与故 障诊断的一项重要内容。通过相关的传感器，可以采集到发动机的各种振动信 号，通过对振动信号的振幅、振动烈度、相位等参数的实时检测，结合振动信 号的固有特征，可实时监测发动机的运转情况，避免大事故发生给企业造成损 失。振动信号的相位信息对转子的动平衡、发动机的动态特性和故障特性有着 重要的意义，因此研究振动信号相位测量方法具有非常重要的工程意义。

传统的振动信号相位测量方法一般先采用FFT运算将信号转换到频域，然后 再实现对相位的测量。这种方法是等时间间隔采样，对转速稳定的稳态信号， 其估计的相位较准确。但当转子运行不稳定时，比如启、停车过程，每周期内 的采集点数是时变的，此时利用FFT计算非周期采样将会产生由频谱泄露引起 的泄露误差，使测得的幅值、相角偏离实际值，尤其是相位测量误差更大。其 改进方法是保证等角度采样，从而将非稳态信号通过恒定角增量采样转变为角 域的稳定信号，有效地克服了“频谱泄露”现象。在现有方法中，一般通过实 时改变采样率或通过对数字信号进行插值来实现等角度采样。实时改变采样率 的方法通过转速信息控制实际的采样率实现，它是一个动态的平衡过程，其精 度有限；数字信号插值的方法相对比较容易实现，在转速达到动平衡时，其精 度较高，但当转速大动态变化时，需要插值的点数变大，会影响插值精度，从 而影响对相位的估计精度。

发明内容

本发明的目的在于克服上述振动信号相位测量方法的不足，提出了一种基 于转速脉冲重构的航空发动机转子振动信号相位测量方法，以避免由于频谱泄 露、信噪比低等诸多因素的影响，提高测量精度。

本发明的技术解决方案是：一种基于转速脉冲重构的航空发动机振动信号 相位测量方法，包括如下过程：

（1）监测转速脉冲，根据下式计算当前时刻转速脉冲的周期T_k，

T_k=t_k-t_k-1

                                                            1）

其中，t_k为转速脉冲的第k个上升沿对应的时刻，k=1,2,3,...，表示上升沿的 序号；

（2）计算振动信号在转速脉冲周期T_k内采集数据的点数，记为N_k，并将 该周期内的振动信号记为S_k(t)，t_k-1<t≤t_k；

（3）结合实际系统中的采样率，产生周期为T_k、点数为N_k的两路正交信 号，作为参考信号；两路正交信号分别为相位为0°的正弦和余弦信号，分别记 为I_k(t)和Q_k(t)，t_k-1<t≤t_k；

（4）将I_k(t)和Q_k(t)作为两路本振，和振动信号S_k(t)进行混频，并将不同 时刻的混频结果进行顺序拼接，得到新的数据I′_k(t)和Q′_k(t)；

（5）通过低通滤波器滤去高频分量，滤波后的信号记为I″(t)和Q″(t)；

（6）分别对I″(t)和Q″(t)进行积分，得到两路积分结果；

（7）通过下式估计振动信号的相位

$\stackrel{)}{\psi }\left(t\right)=a\tan \left(\frac{Q^{\prime \prime \prime }\left(t\right)}{I^{\prime \prime \prime }\left(t\right)}\right);---5)$

（8）通过α，β滤波或者卡尔曼滤波对振动信号相位进行平滑，得到 最终的相位估计结果ψ(t)。

上述步骤4）I′_k(t)和Q′_k(t)的计算方法是：

I′(t)=[...,I_k-2(t)*S_k-2(t),I_k-1(t)*S_k-1(t),I_k(t)*S_k(t),...]，    2.1）

Q′(t)=[...,Q_k-2(t)*S_k-2(t),Q_k-1(t)*S_k-1(t),Q_k(t)*S_k(t),...]，    2.2）

其中，*表示混频。

上述步骤5）I″(t)和Q″(t)的计算方法是：

I″(t)=lpf[I′(t)]，    3.1）

Q″(t)=lpf[Q′(t)]，    3.2）

其中，lpf[x]表示对x进行低通滤波；

上述步骤6）具体积分方法是：

$I^{\prime \prime \prime }\left(t\right)={\int }_{t_k-T}^{t_k}{I}^{\prime \prime }\left(t\right)\mathrm{dt},---4.1)$

$Q^{\prime \prime \prime }\left(t\right)={\int }_{t-T}^t{Q}^{\prime \prime }\left(t\right)\mathrm{dt},---4.2)$

其中，T为积分时间，T=[T_k-L+1,T_k-L+2,...,T_k-1,T_k]，L为整数，

当积分结果送给步骤（7）后，自动将积分结果清零，以便进行下一次积分；

上述步骤（3）中所述的参考信号，是通过步骤（1）中估计的周期T_k、步 骤（2）中估计的点数N_k和实际系统中的采样率产生的。

上述步骤（4）中所述的混频，是将通过步骤（3）所产生的两路正交信号 作为两路本振的。

上述步骤（1）至步骤（8）循环执行，实现对发动机振动信号相位的实时 测量。

本发明与现有技术相比具有以下优点：

（1）本发明采用信号重构的方法，通过转速脉冲信号重构出与振动信号具 有相同频率和相同采样点数的本地0相位参考信号，为测量振动信号的相位提 供了稳定和标准的参考源，使估计的信号相位更加稳定和准确；

（2）相比通过频谱分析来估计相位的方法，本发明采用直接鉴相方法获得 参考信号和振动信号之间的相位差，它的本质是每个转速脉冲周期为单位，若 信噪比高，它能有效鉴别出每个转速脉冲周期T_k内的震动信号相位，灵敏高； 若信噪比低，可通过增加积分时间T来等效降低滤波带宽，提高信噪比，获得高 精度的相位估计；

（3）由于本发明重构的本地信号和振动信号频率相同，当振动信号存在较 大的高次谐波分量时，对相位估计影响很小，方法的抗干扰能力强；

（4）本发明的运算量很小，信号重构方法简单有效，特别适合实时实现；

附图说明

图1是本发明方法的应用环境框图；

图2是本发明的振动信号相位测量流程框图；

图3是本发明方法中的同相参考信号重构示意图；

图4是本发明方法中的正交参考信号重构示意图；

图5是本发明方法等价后的震动信号相位示意图；

图6是本发明方法中振动信号经过低通滤波后的示意图；

图7是本发明方法中通过积分结果估计的相位示意图；

具体实施方式

本发明提出了一种基于转速脉冲重构的航空发动机振动信号相位测量方 法，下面结合附图详细说明本发明的内容和效果。

参照图2，本振动信号相位方法包括如下步骤：

步骤1，监测转速脉冲，根据下式计算当前时刻转速脉冲的周期T_k，

T_k=t_k-t_k-1    1）

其中，t_k为转速脉冲的第k个上升沿对应的时刻，k=1,2,3,...，表示上升沿的 序号；

步骤2，计算振动信号在转速脉冲周期T_k内采集数据的点数，记为N_k，并将 该周期内的振动信号记为S_k(t)，t_k-1<t≤t_k；

步骤3，结合实际系统中的采样率，产生周期为T_k、点数为N_k的两路正交信 号，作为本发明方法中的参考信号。它们分别为相位为0°的正弦和余弦信号， 分别记为I_k(t)和Q_k(t)，t_k-1<t≤t_k；

图3和图4分别是本发明方法中的同相和正交参考信号重构示意图。如图 所示，根据当前转速脉冲周期T_k，采样点数N_k和采样率即可重构出同相和正交 参考信号。

图5是本发明方法中需测量的振动信号相位示意图。如图所示，当构造出 参考信号后，振动信号相位的求解等价为求解振动信号和同相参考信号之间的 相位差。该相位差可通过步骤4～步骤8实现。

步骤4，将I_k(t)和Q_k(t)作为两路本振，和振动信号S_k(t)进行混频，并将不同 时刻的混频结果进行顺序拼接，得到新的数据I′_k(t)和Q′_k(t)，该过程可通过下式 表示，

I′(t)=[...,I_k-2(t)*S_k-2(t),I_k-1(t)*S_k-1(t),I_k(t)*S_k(t),...]，    2.1）

Q′(t)=[...,Q_k-2(t)*S_k-2(t),Q_k-1(t)*S_k-1(t),Q_k(t)*S_k(t),...]，    2.2）

其中，*表示混频；

步骤5，通过低通滤波器滤去高频分量，滤波后的信号记为I″(t)和Q″(t)，该 过程可以表示为，

I″(t)=lpf[I′(t)]，    3.1）

Q″(t)=lpf[Q′(t)]，    3.2）

其中，lpf[x]表示对x进行低通滤波；

图6是本发明方法中振动信号经过低通滤波后的示意图。如图所示，低通 滤波后高频分量被滤除，只剩下决定振动信号相位的两路直流信号。

步骤6，按照下式分别对I″(t)和Q″(t)进行积分，得到两路积分结果，

$I^{\prime \prime \prime }\left(t\right)={\int }_{t_k-T}^{t_k}{I}^{\prime \prime }\left(t\right)\mathrm{dt},---4.1)$$Q^{\prime \prime \prime }\left(t\right)={\int }_{t-T}^t{Q}^{\prime \prime }\left(t\right)\mathrm{dt},---4.2)$

其中，T为积分时间，T=[T_k-L+1,T_k-L+2,...,T_k-1,T_k]，L为整数，可根据所需积分 时间来设置。当积分结果送给步骤7后，自动将积分结果清零，以便进行下一 次积分；

步骤7，通过下式估计振动信号的相位

$\stackrel{)}{\psi }\left(t\right)=a\tan \left(\frac{Q^{\prime \prime \prime }\left(t\right)}{I^{\prime \prime \prime }\left(t\right)}\right);---5)$

图7是本发明方法中通过积分结果估计的相位示意图。如图所示，其中的 相位通过式5）估计得到。

步骤8，通过α，β滤波或者卡尔曼滤波对振动信号相位进行平滑，得 到最终的相位估计结果ψ(t)；

步骤9，循环执行步骤1至步骤8，实现对发动机振动信号相位的实时测量。

本发明的效果可以通过以下仿真数据进一步的说明：

采样率设置为1MHz，积分时间为1s，振动信号相位真值设为0°，分别改 变振动信号的频率变化率，信噪比和包含的谐波分量用以模拟转子动平衡、转 速大动态变化、存在高次谐波分量以及它们混合存在的情况，不同情况下的相 位测量结果和误差如表1、表2、表3和表4所示。

表1本发明在振动信号在转子动平衡情况下的处理结果

表2本发明在振动信号的转速大动态变化情况下的处理结果

由表1和表2可见，在转子动平衡和转速大动态变化的情况下，信噪比相 同时，测量相位均值和误差标准差变化很小；信噪比不同时，低信噪比下的测 量误差标准差较大，均值变化不大。这说明本发明方法的测量精度受振动信号 动态的影响很小，受信噪比影响较大。

表3本发明转子动平衡时并存在高次谐波情况下的处理结果

表4本方法在转速大动态变化并存在高次谐波情况下的处理结果

相比表1和表2，表3和表4中添加了振动信号的高次谐波分量。对比相同 信噪比下的测量结果发现，测量精度有所下降，这是由高次谐波分量引起的。 由于本发明方法在步骤3中产生的参考信号仅仅是振动信号的基频，因此，高 次谐波分量对测量结果的影响有限，该方法测量结果的稳定性好。

综上，本发明充分考虑到航空发动机振动信号相位测量的实际应用问题， 根据转速信号和振动信号完全耦合的特征，通过转速信号的周期和振动信号的 采样点来重构本地参考信号，再以本地参考信号为基准通过角度解算方法测量 振动信号的相位，所获得的结果不但精确，而且很稳健。