CN113310695B - 一种飞机发动机风车载荷地面模拟方法和系统 - Google Patents

Abstract

公开了一种飞机发动机风车载荷地面模拟方法和系统。该飞机发动机风车载荷地面模拟系统可包括：布置在飞机的发动机上的激振设备，所述激振设备根据激振信号在垂直于发动机转子轴线的方向上产生激振力；布置在所述飞机的机体或机载设备上的数据采集设备，其在所述激振设备产生激励力时检测所述飞机的振动数据；以及数据处理设备，其基于所述激振信号以及所述数据采集设备检测到的振动数据来确定所述发动机至所述飞机的机体或机载设备的频响传递函数。还公开了飞机发动机风车载荷地面模拟方法和实现该方法的计算机可读介质。

Description

一种飞机发动机风车载荷地面模拟方法和系统

技术领域

本发明涉及飞行器领域，尤其涉及一种飞机发动机风车载荷地面模拟方法和系统。

背景技术

飞机发动机内部结构损坏或吸进外来物可导致发动机风扇叶片脱落。在飞行时发生风扇叶片脱落之后，为保证飞机安全返航，需要关闭出现事故的发动机。关闭的发动机中未脱落的风扇叶片会在气动力作用下转动，产生不平衡的风车载荷，并会持续几个小时一直到飞机返回地面。根据适航条款要求，需要对机体进行风车激励下的机体响应进行分析以验证机体结构和系统设备的安全性，保证发生发动机风车载荷后，飞机能够安全返回地面。

目前针对飞机模型的发动机风车模拟系统，其风车载荷分析模型可通过地面共振试验进行修正，但应用于真实飞机的发动机风车激励到机体响应时的准确度受到限制。

因此，本领域需要一种改进的飞机发动机风车载荷地面模拟方法和系统。

发明内容

为了获得更为准确的发动机风车激励到机体响应的特性，本发明提供了一种飞机发动机风车载荷地面模拟系统，其利用频响测试系统来检测发动机到机体的响应特性，并且可以验证风车载荷模型是否能够表征风车激励下的机体频响特性。

本发明的地面模拟系统可便于测试机体在风车激励下的频响函数、研究风车激励下各部件、主要系统及设备的响应特性。

在本发明的一个实施例中，提供了一种飞机发动机风车载荷地面模拟系统，其包括：布置在飞机的发动机上的激振设备，所述激振设备根据激振信号在垂直于发动机转子轴线的方向上产生激振力；布置在所述飞机的机体或机载设备上的数据采集设备，其在所述激振设备产生激励力时检测所述飞机的振动数据；以及数据处理设备，其基于所述激振信号以及所述数据采集设备检测到的振动数据来确定所述发动机至所述飞机的机体或机载设备的频响传递函数。

在一方面，所述飞机发动机风车载荷地面模拟系统还包括：信号发生器，其生成激振信号并将所述激振信号传递至所述激振设备。

在一方面，所述激振信号包括在预设振幅下进行扫频的激振信号。

在一方面，所述激振设备至少包括第一激振器和第二激振器，且所述激振信号至少包括第一激振信号和第二激振信号，所述第一激振器根据第一激振信号在垂直于发动机转子轴线的第一方向上产生第一激励，所述第二激振器根据第二激振信号在垂直于发动机转子轴线的第二方向上产生第二激励，其中第一方向不同于第二方向。

在一方面，所述第一激振信号和所述第二激振信号为振幅和频率相同但相位不同的正弦信号。

在一方面，所述第一激振信号和所述第二激振信号在预定频率范围内进行多次扫频，在不同扫频过程中，所述第一激振信号和所述第二激振信号之间的相位差不同。

在一方面，所述数据采集设备包括加速度计以检测在多个方向上的加速度。

在一方面，所述飞机由地面上的空气弹簧支撑。

在本发明的一个实施例中，提供了一种飞机发动机风车载荷地面模拟方法，其包括：生成激振信号；将所述激振信号传递至布置在飞机的发动机上的激振设备，以使得所述激振设备根据所述激振信号在垂直于发动机转子轴线的方向上产生激振力；从布置在所述飞机的机体或机载设备上的数据采集设备接收在所述激振设备产生激励力时检测到的所述飞机的振动数据；以及基于所述激振信号以及所述数据采集设备检测到的振动数据来确定所述发动机至所述飞机的机体或机载设备的频响传递函数。

在一方面，生成激振信号包括生成在预设振幅下进行扫频的激振信号。

在一方面，所述激振信号为正弦信号。

在一方面，所述激振信号至少包括第一激振信号和第二激振信号且针对一个或多个预设振幅中的每个预设振幅进行多次扫频，在单次扫频过程中所述第一激振信号和所述第二激振信号的振幅相同，且在每个预设振幅的不同扫频过程中，所述第一激振信号和所述第二激振信号之间的相位差不同。

在一方面，所述振动数据包括由加速度计检测的在多个方向上的加速度。

在本发明的一个实施例中，提供了一种计算机可读介质，所述计算机可读介质存储有计算机程序，所述计算机程序在由处理器执行时实现如上所述的飞机发动机风车载荷地面模拟方法。

附图说明

图1是根据本发明一个实施例的飞机发动机风车载荷地面模拟的示意图。

图2是根据本发明一个实施例的风车载荷地面模拟测试系统的框图。

图3是根据本发明一个实施例的风车载荷地面模拟测试方法的流程图。

图4是根据本发明一个实施例的风车载荷地面模拟测试的频响传递函数的示意图。

具体实施方式

下面结合具体实施例和附图对本发明作进一步说明，但不应以此限制本发明的保护范围。

为了获得准确的发动机风车激励到机体响应的特性，本发明提供了一种飞机发动机风车载荷地面模拟方法和系统，其利用频响测试系统来检测发动机到机体的响应特性，并且可以验证风车载荷模型是否能够表征风车激励下的机体频响特性。

在本发明的实施例中，提供了发动机风车激励地面模拟系统和测量飞机风车激励下的频响传递函数测试方法。本发明的地面实验可通过使用激振器在发动机处进行激励，并调整激励的振幅和相位来实现与飞机在空中飞行时发动机风车激励相似的效果，从而获得风车激励下的发动机至机体各部件、主要系统及设备(如驾驶舱及E-E舱设备等)的频响传递函数，其可用于研究风车激励下各部件、主要系统及设备的响应特性，确定该频响传递函数是否满足适航条款要求等。

图1是根据本发明一个实施例的飞机发动机风车载荷地面模拟的示意图。在进行风车载荷地面实验时，实验飞机可停放在地面或其他固定支撑表面上。

根据本发明的风车载荷地面模拟系统可包括激振设备，其布置在飞机的发动机上，用于产生激振力来模拟飞机在空中飞行时发动机受到的不平衡气动力。激振设备可以包括一个或多个激振器。为了更好地模拟风车载荷，可使用至少两个激振器。图1作为示例展示了飞机发动机上的激振器加载示意图。在其他实施例中，可以使用更多或更少的激振器。激振设备产生激振力来模拟飞机在空中飞行时关闭的发动机受到的不平衡气动力。虽然未示出，本发明的风车载荷地面模拟系统还可包括其它辅助设备，例如激振器支架、导线、电源等。

如上所述，发动机风扇叶片脱落使得需要关闭出现事故的发动机，而关闭的发动机中未发生脱落的风扇叶片会在气动力作用下转动，产生不平衡载荷。由风扇叶片损失导致的发动机不平衡力，在垂直于发动机转子轴线的平面内旋转，该发动机不平衡力可表达成：

F＝mrω² (1)

其中：

F——发动机不平衡力，单位N；

m——缺失的风扇叶片质量，单位kg；

r——缺失的风扇叶片质心到转轴的距离，单位m；

ω——发动机转动圆频率。

如图1所示，发动机不平衡力F在Y轴(例如垂向)和Z轴(例如侧向)上的投影可表达为：

F_y＝mrω²sin(ωt) (2)

F_z＝mrω²sin(ωt+π/2) (3)

相应地，可使用激振设备在垂直于发动机转子轴线的方向上产生激振力，来模拟飞机在空中时的发动机风车载荷F。例如，可生成激振信号，如正弦信号，该正弦信号被提供给激振设备，使得激振设备在垂直于发动机转子轴线的方向上产生激振力。根据本发明的一个实施例，可以设置激振信号的一个或多个幅度或幅度范围，来对发动机进行实验激励。

在一个实施例中，如果采用多个激振器(例如，两个激振器)，可使用一个激振器实现公式(2)定义的垂向激励加载，并且使用另一激振器实现公式(3)定义的侧向激励加载，这些激振器共同模拟发动机不平衡力。在其他实施例中，可以使用更少或更多激振器，并且可将发动机不平衡力F相应地投影在不同方向上而不限于垂直和水平方向，从而使用各激振器实现相应方向上的激励加载。

在选择激振器时，应注意激振器的激振力大小、行程、附加质量和刚度等应当满足试验要求。作为示例而非限定，激振器的激振力能力一般要求不小于200N。

根据本发明的风车载荷地面模拟系统还可包括布置在飞机的机体或机载设备上的数据采集设备，其用于在激振设备产生激励力时检测飞机各部位的响应(例如，振动)。数据采集设备可包括例如加速度计，以检测在多个方向上的加速度。选择数据采集设备时，数据采集设备的精度应当满足试验要求。根据激振信号以及数据采集设备检测到的振动数据，就可以确定发动机至飞机的机体或机载设备的频响传递函数(即，机体频响特性)。由此，可以分析该频响传递函数是否满足适航条款要求，或者可以验证风车载荷模型是否能够表征风车激励下的机体频响特性。

为了进行有效的飞机发动机风车载荷地面模拟试验，应布置合适数量的激励点和传感器。作为示例而非限定，激励点布置和传感器布置的原则主要如下：

a)激励点布置在发动机或短舱上，布置位置要具有足够的刚度，防止激励时损坏试验件；

b)若激励点位置不便于试验开展，可通过设计连接件的形式确定激励点。

c)传感器应布置在关注的飞机位置，例如机体部位、机载设备等；

d)传感器在试验件上布置时应易于标记和安装；

e)传感器布置位置要具有足够的刚度，防止发生局部共振，例如一般布置在主要承力结构上。

在试验前，应按上述原则设计激励点布置和传感器布置方案，供试验建模和测试使用。传感器布置方案应包括传感器数量、位置、方向、坐标、定位方法等。考虑风车模拟激励地面振动试验的具体情况，传感器布置方案通常需要包括机体传感器布置方案、吊挂传感器布置方案和驾驶舱设备舱传感器布置方案等。

在一个实施例中，进行风车载荷实验时可采用空气弹簧支撑方式来模拟飞机的空中飞行状态。使用空气弹簧支撑时，飞机顶起点作为支撑点。空气弹簧支撑的具体要求可包括：

a)空气弹簧支撑状态下，飞机的垂向、俯仰及滚转等刚体模态频率不大于阈值(例如，1.0Hz)；

b)空气弹簧支撑高度应使起落架放下时机轮有适当离地高度，并可根据需要收放起落架；

c)支撑系统应保证飞机能处于水平状态或指定的位置/倾斜状态。

根据本发明的风车激励下的机体频响测试能够良好地模拟发动机风车状态，提高发动机风车模拟的精确度。同时，本发明的激励模拟方式简单，容易实现，且测试过程不损伤发动机，经济安全，能够广泛适用于各种机型。

图2是根据本发明一个实施例的风车载荷地面模拟测试系统的框图。该测试系统可包括控制设备210、激振设备220、数据采集设备230等。激振设备220可以是如上文所描述的布置在进行试验的飞机的发动机上的激振设备，例如一个或多个激振器。数据采集设备230可以是如以上所描述的布置在试验飞机的机体或机载设备上的数据采集设备，例如一个或多个传感器(例如，加速度计)。

控制设备210用于控制风车载荷地面模拟测试、试验数据处理和分析等。控制设备210可以用计算机、服务器、控制器、处理器等电子设备来实现，也可以使用软件来实现，或者可以使用硬件与软件的组合来实现。控制设备210可以与激振设备220分离地实现。

控制设备210可包括信号发生器212，用于生成激振信号传递至激振设备220，以使得激振设备220根据激振信号在垂直于发动机转子轴线的方向上产生激振力。控制设备210可通过有线或无线方式将激振信号传递至相应的激振设备220。激振信号用于使得激振设备220模拟发动机在缺失风扇叶片时旋转而产生的发动机风车载荷。激振信号可以是例如正弦信号、余弦信号等。

如果采用多个激振器，信号发生器212可以分别为每个激振器生成激振信号。例如，如果激振设备包括第一激振器和第二激振器，则信号发生器212可以生成第一激振信号和第二激振信号。第一激振信号和第二激振信号可以为振幅和频率相同但相位不同的正弦信号。第一激振器根据第一激振信号在垂直于发动机转子轴线的第一方向上产生第一激励，第二激振器根据第二激振信号在垂直于发动机转子轴线的第二方向上产生第二激励，其中第一方向不同于第二方向。在其他实施例中，可以使用更少或更多激振器，使各激振器实现垂直于发动机转子轴线的各个方向上的激励加载。

控制设备210还可包括数据处理设备216，其可基于所使用的激振信号以及数据采集设备230检测到的振动数据来确定发动机至飞机的机体或机载设备的频响传递函数。此外，数据处理设备216可以分析该频响传递函数是否满足适航条款要求，或者可以验证风车载荷模型是否能够表征风车激励下的机体频响特性等。数据处理设备216接收或生成的数据可被存储或传输以供后续使用。

可选地，控制设备210还可包括用户接口214，其可包括输入和/或输出设备。例如，用户接口214可从用户接收进行风车载荷地面模拟测试的参数，对实验获得的模态数据进行显示、输出等。

图3是根据本发明一个实施例的风车载荷地面模拟测试方法300的流程图。方法300可以由以上参照图1和2所描述的系统或设备或其组件来实现。根据本发明的一个实施例，可测试不同激振力幅度下的频响函数。

在步骤301，可设置激振力幅度。例如，控制设备210可接收或设置激振力幅度，从而信号发生器212可产生相应振幅的激振信号。

在可选步骤302，如果采用多个激振器，则可设置用于各个激振器的激振信号之间的相位差。

在步骤303，可使激振信号在预定频率范围内进行扫频，即，激励信号的频率在预定频率范围步进式变化。扫频范围可视试验件情况来确定。

在步骤304，当激振设备根据激振信号产生激振时，可检测飞机振动数据。

在可选步骤305，可确定是否已完成所有相位差的实验。如果是，则前进至步骤306；否则返回至步骤302以设置其他相位差，并针对新的相位差执行步骤303-305，直至已完成所有相位差的实验。

以两个激振器作为示例而非限定，可在单个发动机本体上的垂直和水平方向各布置一个激振器进行激励，两个激振器的激振力大小相同(如在步骤301所设置的)，相位差可为90°(如在步骤302所设置的)，由此这两个激振器共同模拟发动机风车载荷。为了将两个激振器的频响函数分离开，可对每台发动机进行两遍步进正弦扫频，其中每台发动机的两个激振器同步地进行扫频。第一遍扫频时，水平激励信号比垂直激励相位领先90度，第二遍扫频时，两激励信号相位翻转180°，即垂直激励信号比水平激励相位领先90度。由此，可重复执行步骤302-304，在不同相位差的情况下采集各测点传感器在不同频率的加速度响应。

在步骤306，可确定是否已完成所有激振力幅度的实验。如果是，则前进至步骤307；否则返回至步骤301以设置其他激振力幅度，并针对新的激振力幅度执行步骤302-306，直至已完成所有激振力幅度的实验。在一个实施例中，可接收或设置要进行实验的一个或多个激振力幅度。在另一示例中，可在每次循环执行步骤301时，激振力可步进式地从小变化到大，观察发动机处响应，同时观察全机各传感器响应大小，视响应大小确定是否增加激振力。作为示例而非限定，激振力从小到大变化可以不少于3次。

在步骤307，可处理在发动机激振过程中检测到的飞机振动数据，获得发动机至飞机各结构和设备的频响传递函数。基于激振信号(即，输入)以及检测到的对应振动数据(即，输出)可确定发动机至各个机体部位的频响传递函数。例如，通过将两次或多次扫频的响应信号进行解耦可获得每个激振器对应的响应信号，就可获得发动机风车载荷下的频响函数。作为示例而非限定，将单个激振器在某一机体结构处的响应信号除以该激振器的激振信号，即可生成发动机风车载荷下发动机至该机体结构的频响传递函数。相应地，可生成每个激振力幅度下的发动机至机体结构的频响传递函数。此外，可对不同参数设置下检测到的频响传递函数进行比较、叠加等操作。所获得的频响传递函数可被进一步分析、存储或传递。随后本方法流程可以结束。

根据实验验证，不同激振力幅度下的发动机至机体结构的频响传递函数是一致的(例如频响差异在误差容许范围内)，验证了本发明的风车载荷地面模拟测试方法和系统的稳定性和有效性。

图4是根据本发明一个实施例的风车载荷地面模拟测试的频响传递函数的示意图。图4中的横轴表示频率(例如，以Hz为单位)，纵轴表示频响幅度(例如，以单位力的响应振幅g/N为单位)。作为示例而非限定，图4示出了采用安装在发动机的水平位置和垂直位置的两个激振器进行两次扫频后生成的频响函数，其中在第一遍扫频时，水平激励信号可以比垂直激励相位领先90°，第二遍扫频时，两激励信号相位翻转180°，即垂直激励信号比水平激励相位领先90度。在其他实施例中，可以采用其他数量和安装位置的激振器，并且多个激振器之间的相位差可以不同地设置。

在一方面，可以分析风车载荷地面模拟测试所生成的频响传递函数是否满足适航条款要求，例如频响传递函数是否在阈值范围内。

在另一方面，可根据风车载荷建模规范和飞机参数来生成风车载荷模型。通过对风车载荷模型施加与地面试验相同的激励，从而可以对比风车载荷模型的频响结果与本发明的试验频响结果之间的差异。如频响差异在工程上可接受，则可认为对应的风车载荷模型较为准确地表征了机体频响特性。相反，如果差异较大则可对风车载荷模型进行修正。

如上，本发明的地面实验可通过使用激振器在发动机处进行激励，并调整激励的相位和/或振幅来实现与飞机在空中飞行时发动机风车激励相似的效果，从而获得风车激励下的发动机至机体各部件、主要系统及设备(如驾驶舱及E-E舱设备等)的频响传递函数，其可用于研究风车激励下各部件、主要系统及设备的响应特性。

以上描述的方法和装置的各个步骤和模块可以用硬件、软件、或其组合来实现。如果在硬件中实现，结合本公开描述的各种说明性步骤、模块、以及电路可用通用处理器、数字信号处理器(DSP)、专用集成电路(ASIC)、现场可编程门阵列(FPGA)、或其他可编程逻辑组件、硬件组件、或其任何组合来实现或执行。通用处理器可以是处理器、微处理器、控制器、微控制器、或状态机等。如果在软件中实现，则结合本公开描述的各种说明性步骤、模块可以作为一条或多条指令或代码存储在计算机可读介质上或进行传送。实现本公开的各种操作的软件模块可驻留在存储介质中，如RAM、闪存、ROM、EPROM、EEPROM、寄存器、硬盘、可移动盘、CD-ROM、云存储等。存储介质可耦合到处理器以使得该处理器能从/向该存储介质读写信息，并执行相应的程序模块以实现本公开的各个步骤。而且，基于软件的实施例可以通过适当的通信手段被上载、下载或远程地访问。这种适当的通信手段包括例如互联网、万维网、内联网、软件应用、电缆(包括光纤电缆)、磁通信、电磁通信(包括RF、微波和红外通信)、电子通信或者其他这样的通信手段。

在各实施例中给出的数值仅作为示例，而不作为对本发明范围的限制。此外，作为一个整体技术方案，还存在其他没有被本发明权利要求或说明书所列举的元器件或者步骤。而且，一个元器件的单个名称不排除该元器件的其他名称。

还应注意，这些实施例可能是作为被描绘为流程图、流图、结构图、或框图的过程来描述的。尽管流程图可能会把诸操作描述为顺序过程，但是这些操作中有许多操作能够并行或并发地执行。另外，这些操作的次序可被重新安排。

所公开的方法、装置和系统不应以任何方式被限制。相反，本公开涵盖各种所公开的实施例(单独和彼此的各种组合和子组合)的所有新颖和非显而易见的特征和方面。所公开的方法、装置和系统不限于任何具体方面或特征或它们的组合，所公开的任何实施例也不要求存在任一个或多个具体优点或者解决特定或所有技术问题。

本发明并不局限于上述的具体实施方式，上述的具体实施方式仅仅是示意性的，而不是限制性的，本领域的普通技术人员在本发明的启示下，在不脱离本发明宗旨和权利要求所保护的范围情况下，还可做出很多形式，这些均属于本发明的保护范围之内。

Claims (11)

1.一种飞机发动机风车载荷地面模拟系统，其特征在于，包括：

布置在飞机的发动机上的激振设备，所述激振设备根据激振信号在垂直于发动机转子轴线的方向上产生激振力；

布置在所述飞机的机体或机载设备上的数据采集设备，其在所述激振设备产生激励力时检测所述飞机的振动数据；以及

数据处理设备，其基于所述激振信号以及所述数据采集设备检测到的振动数据来确定所述发动机至所述飞机的机体或机载设备的频响传递函数，

其中所述激振设备至少包括第一激振器和第二激振器，且所述激振信号至少包括第一激振信号和第二激振信号，所述第一激振器根据第一激振信号在垂直于发动机转子轴线的第一方向上产生第一激励，所述第二激振器根据第二激振信号在垂直于发动机转子轴线的第二方向上产生第二激励，其中第一方向不同于第二方向，并且

其中所述第一激振信号和所述第二激振信号针对一个或多个预设振幅中的每个预设振幅在预定频率范围内进行多次扫频，在单次扫频过程中所述第一激振信号和所述第二激振信号的振幅相同，且在每个预设振幅的不同扫频过程中，所述第一激振信号和所述第二激振信号之间的相位差不同。

2.如权利要求1所述的飞机发动机风车载荷地面模拟系统，其特征在于，还包括：

信号发生器，其生成激振信号并将所述激振信号传递至所述激振设备。

3.如权利要求1所述的飞机发动机风车载荷地面模拟系统，其特征在于，所述第一激振信号和所述第二激振信号为振幅和频率相同但相位不同的正弦信号。

4.如权利要求1所述的飞机发动机风车载荷地面模拟系统，其特征在于，所述第一方向与所述第二方向垂直，所述第一激振信号和所述第二激振信号之间具有90度的相位差。

5.如权利要求1所述的飞机发动机风车载荷地面模拟系统，其特征在于，所述数据采集设备包括加速度计以检测在多个方向上的加速度。

6.如权利要求1所述的飞机发动机风车载荷地面模拟系统，其特征在于，所述飞机由地面上的空气弹簧支撑。

7.一种飞机发动机风车载荷地面模拟方法，其特征在于，包括：

生成激振信号；

将所述激振信号传递至布置在飞机的发动机上的激振设备，以使得所述激振设备根据所述激振信号在垂直于发动机转子轴线的方向上产生激振力；

从布置在所述飞机的机体或机载设备上的数据采集设备接收在所述激振设备产生激励力时检测到的所述飞机的振动数据；以及

基于所述激振信号以及所述数据采集设备检测到的振动数据来确定所述发动机至所述飞机的机体或机载设备的频响传递函数，

其中所述激振设备至少包括第一激振器和第二激振器，且所述激振信号至少包括第一激振信号和第二激振信号，所述第一激振信号使所述第一激振器在垂直于发动机转子轴线的第一方向上产生第一激励，所述第二激振信号使所述第二激振器在垂直于发动机转子轴线的第二方向上产生第二激励，其中第一方向不同于第二方向，并且

其中所述第一激振信号和所述第二激振信号针对一个或多个预设振幅中的每个预设振幅在预定频率范围内进行多次扫频，在单次扫频过程中所述第一激振信号和所述第二激振信号的振幅相同，且在每个预设振幅的不同扫频过程中，所述第一激振信号和所述第二激振信号之间的相位差不同。

8.如权利要求7所述的飞机发动机风车载荷地面模拟方法，其特征在于，所述激振信号为正弦信号。

9.如权利要求7所述的飞机发动机风车载荷地面模拟方法，其特征在于，所述第一方向与所述第二方向垂直，所述第一激振信号和所述第二激振信号之间具有90度的相位差。

10.如权利要求7所述的飞机发动机风车载荷地面模拟方法，其特征在于，所述振动数据包括由加速度计检测的在多个方向上的加速度。

11.一种计算机可读介质，其特征在于，所述计算机可读介质存储有计算机程序，所述计算机程序在由处理器执行时实现如权利要求7-10中任一项所述的飞机发动机风车载荷地面模拟方法。

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