CN104697798A - 航空发动机叶尖间隙三维表征与光纤动态检测***及方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种航空发动机叶尖间隙三维表征与光纤动态检测***及方法，包括激光光源、脉冲光源控制电路、分光器、叶尖间隙传感探头、前置处理电路、单片机及上位机；所述叶片间隙传感探头包括基准光纤、轴向测角光纤及周向测角光纤。本发明可以动态精确获取航空发电机叶尖间隙三维表征，并且抗干扰能力强。

Description

航空发动机叶尖间隙三维表征与光纤动态检测***及方法

技术领域

本发明属于航空发动机领域，涉及一种检测***及方法，具体设计一种航空发动机叶尖间隙三维表征与光纤动态检测***及方法。

背景技术

航空发动机是飞机中最重要的部件，而其中的压气机和涡轮可以将空气动能和高温内能转换为飞行动能，又是发动机中的关键结构。在飞机飞行过程中的发动机全工况环境下，压气机和涡轮部件承受着较高的离心负载、气动负载、高温热载荷和转子振动交变负载等多种形式载荷的耦合作用，增加了压气机和涡轮的故障几率。据统计，压气机和涡轮的故障占航空发动机总故障的42％以上。由不平衡负载、外物损伤(环境损伤)、强度不足、高周疲劳损伤、低周疲劳损伤、热疲劳损伤导致的叶片和转子挠曲、变形、裂纹、断裂是压气机和涡轮故障的主要表现形式。这些故障会使发动机状态偏离正常工作点、性能恶化、工作效率降低，严重时会使发动机结构损坏、造成重大飞行事故。

此外，压气机和涡轮的叶尖间隙是否在一定健康范围之内，对航空发动机的飞行安全及运输效率也至关重要。叶尖间隙过小，压气机和涡轮叶片会与机匣发生碰磨，造成叶片损坏或折断，引起发动机故障，严重时导致飞行事故；叶尖间隙过大，也会使航空发动机工作效率降低，燃油消耗率增加。工作间隙的减小能大大降低排放和耗油率，根据工业经验估计，叶尖间隙每减小0.25mm可使排气温度降低10℃，涡轮效率增加1％，飞机总的尾气排放及其产生的噪音也将明显降低，给社会带来很大的经济和环境效益。

因此，对航空发动机压气机以及涡轮的健康监测，是对整个发动机进行健康监测的重要环节。航空发动机压气机以及涡轮健康监测的重点是对其叶片工作状态的识别，实现的过程一般是通过检测压气机和涡轮部件的形变、振动等动态特征来逆向识别出叶片的故障模式和健康状态。

为了分析压气机和涡轮部件在发动机全工况下的动态特性以及叶尖间隙变化规律，国内外学者提出了多种力学模型和理论分析方法，并进行了大量三维有限元仿真研究，但其分析模型都是在一些假设和简化的基础上建立的，缺乏有效的实验手段验证。为了弥补理论分析的缺陷，更有效地对航空发动机压气机和涡轮部件进行状态监测和故障诊断，在发动机全工况下对叶片特征进行动态全场测量就具有重要意义。又由于航空发动机压气机和涡轮叶片工作环境恶劣、结构复杂，不能直接采用在压气机和涡轮叶片上安装应变片，或是利用光学成像技术对发动机压气机和涡轮部件的形变动态特征进行在线检测。因此，研究在发动机全工况下对叶片变形及叶尖间隙情况进行非接触检测的技术就显得尤为重要。

目前，发动机压气机和涡轮部件的动态测量方法主要有叶尖间隙径向值测量法，以及叶尖定时测量法。叶尖间隙径向值测量法主要是利用电容传感器、光纤多普勒传感器对叶片到机匣的径向间距进行动态测量，反映叶片以及转子的振动特性；叶尖定时测量法主要是利用电容传感器、光强调制式光纤位移传感器对通过传感器探头的叶尖信号时刻进行测量，反映的是沿压气机转子和涡轮转动圆周方向的异常信号。当压气机和涡轮发生故障时，转子动力学行为表现为高度的非线性，叶尖定时检测方法、叶尖径向间隙检测方法都不能准确提取全部的故障特征，也存在检测信号容易发生混淆的缺陷，造成误诊断。此外，现有的检测技术中，电容传感器等电磁式传感器因为压气机和涡轮高压高温环境中的气体电离现象存在，检测结果极易受到干扰；已有的光学测量手段如多普勒光纤位移传感器的空间分辨率低，只能测得叶尖间隙的平均径向间隙值，而光强调制式位移传感器易受到发动机全工况下的折射率波动影响，检测结果非线性干扰较高，现有的环绕式光纤传感器(如双圈同轴式光纤)仅能补偿由于光源波动、光纤制造工艺和反射面反射率变化等共模干扰的影响，无法消除发动机全工况下的非线性环境干扰对检测结果的影响。此外，从目前已能检索到的叶尖间隙检测相关专利主题来看，有从叶尖间隙检测结果的跳动值分析转子和静子同心度的研究内容、也有从叶尖间隙检测结果通过峰值检测提取叶尖表面凹腔信息的研究内容，其主要发明内容多集中在对径向叶尖间隙检测信号的处理和识别方法上，未涉及到叶尖间隙全场三维动态描述以及对叶尖间隙三维空间特征进行全场测量，也并未涉及到对航空发动机全工况下检测环境的补偿方法研究。

因此，找到一种具备优良的抗电磁干扰、抗高温高压性能的叶片三维特征参量动态检测方法、能够在发动机全工况环境下实现测量功能的气动补偿方法、并且设计出相应的动态检测装置，对于航空发动机压气机和涡轮部件健康监测有着重要的意义。

发明内容

本发明的目的在于克服上述现有技术的缺点，提供了一种航空发动机叶尖间隙三维表征与光纤动态检测***及方法，该***及方法可以动态精确获取航空发动机叶尖间隙三维特征参量，全面获取发动机叶片的动态信息，并且可以有效消除超声速流体对光学检测的气动干扰。

本发明所述的航空发动机叶尖间隙三维表征与光纤动态检测装置包括激光光源、脉冲光源控制电路、分光器、叶尖间隙三维传感探头、前置处理电路、单片机及上位机；

所述叶片间隙三维传感探头包括基准光纤单元、轴向测角光纤单元及周向测角光纤单元，基准光纤单元和周向测角光纤单元的连线与基准光纤单元和轴向测角光纤单元的连线相互垂直，基准光纤单元、轴向测角光纤单元及周向测角光纤单元均包括发射光纤、三组接收光纤，第一组接收光纤分布于发射光纤的外侧，第二组接收光纤及第三组接收光纤均分布于第一组接收光纤的外侧；

激光光源发出的激光依次经脉冲光源控制电路及分光器后分为三路激光，所述三路激光分别进入基准光纤单元的发射光纤内、轴向测角光纤单元的发射光纤内及周向测角光纤单元的发射光纤内，基准光纤单元中三组接收光纤接收的激光、轴向测角光纤单元中三组接收光纤接收的激光及周向测角光纤单元中三组接收光纤接收的激光分别进入到前置处理电路中，前置处理电路的输出端与单片机的输入端相连接，单片机的输出端与上位机的输入端相连接。

所述前置处理电路包括三组数据处理电路，数据处理电路包括光电转换电路、滤波放大电路及除法电路，光电转换电路的输出端与滤波放大电路的输入端相连接，滤波放大电路的输出端与除法电路的输入端相连接；基准光纤单元中的三组接收光纤接收的激光转发至第一组数据处理电路中光电转换电路的光敏面上，轴向测角光纤单元中的三组接收光纤接收的激光转发至第二组数据处理电路中光电转换电路的光敏面上，周向测角光纤单元中的三组接收光纤接收的激光转发至第三组数据处理电路中光电转换电路的光敏面上，三组数据处理电路中除法电路的输出端与单片机的输入端相连接。

所述单片机包括RMS解调模块、折射率补偿系数计算模块、气动补偿运算模块及叶尖间隙三维特征运算模块；

三组数据处理电路中除法电路的输出端与RMS解调模块的输入端相连接，折射率补偿系数计算模块的输入端与RMS解调模块的输出端相连接，气动补偿运算模块的输入端与RMS解调模块的输出端与折射率补偿系数计算模块的输出端相连接，气动补偿运算模块的输出端与叶尖间隙三维特征运算模块的输入端相连接，叶尖间隙三维特征运算模块的输出端通过接口电路与上位机的输入端相连接。

本发明所述的航空发动机叶尖间隙三维表征与光纤动态检测方法包括以下步骤：

1)先将叶尖间隙三维传感探头单元安装在发动机压气机和涡轮部件顶部的机匣处，并使叶尖间隙三维传感探头单元中基准光纤的端面、轴向测角光纤单元的端面及周向测角光纤单元的端面正对压气机和涡轮叶片，且叶尖间隙三维传感探头中基准光纤单元、轴向测角光纤单元及周向测角光纤单元的端面与初始的叶尖表面平行；

2)激光光源发出的激光经脉冲光源控制电路进行频率调节后进入到分光器中，分光器将频率调节后的激光分为三路激光，并将所述三路激光分别输入到基准光纤单元中的发射光纤中、轴向测角光纤单元中的发射光纤中及周向测角光纤单元中的发射光纤中，基准光纤单元的发射光纤中的激光照射到叶尖表面后发射到基准光纤单元的三组接收光纤中；轴向测角光纤单元的发射光纤中的激光照射到叶尖表面后发射到轴向测角光纤单元的三组接收光纤中；周向测角光纤单元的发射光纤中的激光照射到叶尖表面后发射到周向测角光纤单元的三组接收光纤中；基准光纤单元中三组接收光纤接收的激光、轴向测角光纤单元中三组接收光纤接收的激光、轴向测角光纤单元中三组接收光纤接收的激光分别进行光电转换及滤波放大后再经除法电路消除光纤制作过程中引入的共模干扰，得三组第一电信号，单片机对所述三组电信号进行RMS解调，并根据RMS解调后的信号计算折射率补偿系数K_θt，再根据折射率补偿系数K_θt对RMS解调得到的三组电信号进行气动补偿，然后再根据气动补偿得到的结果计算叶间隙的径向位移值h、轴向倾角α及周向倾角β，并将所述叶间隙的径向位移值h、轴向倾角α及周向倾角β上传至上位机中。

步骤2)中所述三组第一电信号的表达式为：

$\left(h\right)=\exp \left\{\frac{-3\·d^2}{{a_0}^2{[1+\mathrm{\ζ}{\left(\frac{2h}{a_0}\right)}^{3/2}\tan {\mathrm{\θ}}_0]}^2}\right\}+\exp \left\{\frac{-2\·d^2}{{\mathrm{\σ}}^2{a_0}^2{[1+\mathrm{\ζ}{\left(\frac{2h}{a_0}\right)}^{3/2}\tan {\mathrm{\θ}}_0]}^2}\right\}\left(1\right)$

$M\left(h_B\right)=\exp \left\{\frac{-3\·d^2}{{a_0}^2{[1+\mathrm{\ζ}{\left[\frac{2h(1+\tan \mathrm{\β})}{a_0}\right]}^{3/2}{\tan \mathrm{\θ}}_0]}^2}\right\}+\exp \left\{\frac{-2\·d^2}{{\mathrm{\σ}}^2{a_0}^2{[1+\mathrm{\ζ}{\left[2h\left(\frac{2h(1+\tan \mathrm{\β})}{a_0}\right)\right]}^{3/2}]\tan {\mathrm{\θ}}_0}^2}\right\}---\left(2\right)$

$M\left(h_C\right)=\exp \left\{\frac{-3\·d^2}{{a_0}^2{[1+\mathrm{\ζ}{\left[\frac{2h(1+\tan \mathrm{\α})}{a_0}\right]}^{3/2}\tan {\mathrm{\θ}}_0]}^2}\right\}+\exp \left\{\frac{-2\·d^2}{{\mathrm{\σ}}^2{a_0}^2{[1+\mathrm{\ζ}{\left[2h\left(\frac{2h(1+\tan \mathrm{\α\β})}{a_0}\right)\right]}^{3/2}]\tan {\mathrm{\θ}}_0}^2}\right\}---\left(3\right)$

其中，其中，I₁为基准光纤单元中第一组接收光纤接收的光强，I₂为基准光纤单元中第二组接收光纤接收的光强，I₃为基准光纤单元中第三组接收光纤接收的光强；其中，I₄为周向测角光纤单元中第一组接收光纤接收的光强，I₅为周向测角光纤单元中第二组接收光纤接收的光强，I₆为周向测角光纤单元中第三组接收光纤接收的光强；其中，I₇为轴向测角光纤单元中第一组接收光纤接收的光强，I₈为轴向测角光纤单元中第二组接收光纤接收的光强，I₉为轴向测角光纤单元中第三组接收光纤接收的光强，d为入射光纤与第一组接收光纤中任意两根光纤的连线之间的距离，基准光纤单元、轴向测角光纤单元及周向测角光纤单元的半径均为a₀，ζ为与激光光源种类以及激光光源和光纤耦合情况相关的调制参数，σ为光纤纤芯折射率分布的相关参数，对于阶跃折射率光纤，σ＝1，θ₀为光纤的最大入射角。

步骤2)中计算折射率补偿系数K_θt的具体过程为：

设分光器发出的被高频脉冲调制后的激光频率为f_I，压气机和涡轮转动频率为f，由于发动机全工况下，压气机和涡轮环境中的流体为超声速流体，且处于高温高压环境下，气体流动状态复杂，光线在发动机内传播过程会随着气体流动呈现动态变化，压气机和涡轮流体对光线的折射率n会随着流体的密度、温度与化学组份变化等动态因素产生脉动，脉动频率高于叶片的转动频率，普通的光强调制式位移传感器都是基于恒定折射率进行研究的，这里必须对气动光学效应进行校正，所以令f_I≥600f，t₁及t₂为激光脉冲频率中两个相邻上升沿的时刻，并令t₁及t₂时刻基准光纤单元的最大入射角为θ_t1及θ_t2，t₁及t₂时刻基准光纤单元中第一组接收光纤和第二组接收光纤的光强比为M₁(h_t1)及M₁(h_t2)，则有：

$M_1\left({\mathrm{\θ}}_{t1}\right)=\exp \left\{\frac{-3\·d^2}{{a_0}^2{[1+\mathrm{\ζ}{\left(\frac{2h}{a_0}\right)}^{3/2}\tan {\mathrm{\θ}}_{t1}]}^2}\right\}---\left(4\right)$

$M_1\left({\mathrm{\θ}}_{t2}\right)=\exp \left\{\frac{-3\·d^2}{{a_0}^2{[1+\mathrm{\ζ}{\left(\frac{2h}{a_0}\right)}^{3/2}\tan {\mathrm{\θ}}_{t2}]}^2}\right\}---\left(5\right)$

设t₁和t₂时刻h不变，则有折射率补偿系数K_θt为：

$\frac{{\tan \mathrm{\θ}}_{t2}}{{\tan \mathrm{\θ}}_{t1}}=\frac{\sqrt{\frac{-3d^2}{a_0^2\ln M\left({\mathrm{\θ}}_{t2}\right)}}-1}{\sqrt{\frac{-3d^2}{a_0^2\ln M\left({\mathrm{\θ}}_{t1}\right)}}-1}=K_{\mathrm{\θt}}---\left(6\right).$

步骤2)中根据折射率补偿系数K_θt对RMS解调得到的三组电信号进行气动补偿的具体操作为：通过折射率补偿系数K_θt对公式(1)、(2)及(3)中的tanθ₀进行修正。

步骤2)中根据启动补偿得到的结果计算叶间隙的径向位移值h、轴向倾角α及周向倾角β的具体操作为：

根据修正后的tanθ₀带入式(1)、(2)及(3)，然后根据式(1)、(2)及(3)得叶间隙的径向位移值h、轴向倾角α及周向倾角β。

本发明具有以下有益效果：

本发明所述的航空发动机叶尖间隙三维表征与光纤动态检测***中的叶尖间隙三维传感探头设有基准光纤单元、轴向测角光纤单元及周向测角光纤单元，且基准光纤单元和轴向测角光纤单元的连线与基准光纤单元与周向测角光纤单元的连线相交，实现三维动态叶尖间隙特征参量表征下的光信号实时采集，并且抗电磁干扰和抗高温高压能力强。光信号处理的过程中，采用光电转换及滤波放大消除光信号中的干扰，并此除法电路消除信号中由于光纤制作过程中引入的共模干扰，并生成三组第一电信号，从而有效的提高信息采集的精度，在对三组第一电信号进行数据处理的过程中，通过计算折射率补偿***，并通过折射率补偿系数来对得到的三组第一电信号进行气动补偿，进而提高数据处理的精度，再根据气动补偿的结果得到叶尖间隙三维表征，即叶间隙的径向位移值、轴向倾角及周向倾角。

附图说明

图1为本发明的结构示意图；

图2为本发明中叶尖间隙三维传感探头1的结构示意图；

图3为本发明中基准光纤单元11、轴向测角光纤单元13或周向测角光纤单元12的截面图；

图4为本发明中叶尖间隙三维特征参量光纤动态检测原理图；

图5为本发明中叶尖间隙三维传感探头1的光纤基元在出现轴向倾角下的接收光斑示意图；

图6为本发明中对检测信号进行气动补偿的信号时序原理图。

其中，1为叶尖间隙三维传感探头、2为激光光源、3为脉冲光源控制电路、4为分光器、5为前置处理电路、6为单片机、7为上位机、11为基准光纤单元、12为周向测角光纤单元、13为轴向测角光纤单元、61为RMS解调模块、62为气动补偿运算模块、63为折射率补偿系数计算模块、64为叶尖间隙三维特征运算模块。

具体实施方式

下面结合附图对本发明做进一步详细描述：

参考图1、图2及图3，本发明所述的航空发动机叶尖间隙三维表征与光纤动态检测装置包括激光光源2、脉冲光源控制电路3、分光器4、叶尖间隙三维传感探头1、前置处理电路5、单片机6及上位机7；

所述叶片间隙三维传感探头1包括基准光纤单元11、轴向测角光纤单元13及周向测角光纤单元12，基准光纤单元11和周向测角光纤单元12的连线与基准光纤单元11和轴向测角光纤单元13的连线相互垂直，基准光纤单元11、轴向测角光纤单元13及周向测角光纤单元12均包括发射光纤、三组接收光纤，第一组接收光纤分布于发射光纤的外侧，第二组接收光纤及第三组接收光纤均分布于第一组接收光纤的外侧；

激光光源2发出的激光依次经脉冲光源控制电路3及分光器4后分为三路激光，所述三路激光分别进入基准光纤单元11的发射光纤内、轴向测角光纤单元13的发射光纤内及周向测角光纤单元12的发射光纤内，基准光纤单元11中三组接收光纤接收的激光、轴向测角光纤单元13中三组接收光纤接收的激光及周向测角光纤单元12中三组接收光纤接收的激光分别进入到前置处理电路5中，前置处理电路5的输出端与单片机6的输入端相连接，单片机6的输出端与上位机7的输入端相连接。

需要说明的是，所述前置处理电路5包括三组数据处理电路，数据处理电路包括光电转换电路、滤波放大电路及除法电路，光电转换电路的输出端与滤波放大电路的输入端相连接，滤波放大电路的输出端与除法电路的输入端相连接；基准光纤单元11中的三组接收光纤接收的激光转发至第一组数据处理电路中光电转换电路的光敏面上，轴向测角光纤单元13中的三组接收光纤接收的激光转发至第二组数据处理电路中光电转换电路的光敏面上，周向测角光纤单元12中的三组接收光纤接收的激光转发至第三组数据处理电路中光电转换电路的光敏面上，三组数据处理电路中除法电路的输出端与单片机6的输入端相连接。

所述单片机6包括RMS解调模块61、折射率补偿系数计算模块63、气动补偿运算模块62及叶尖间隙三维特征运算模块64；

三组数据处理电路中除法电路的输出端与RMS解调模块61的输入端相连接，折射率补偿系数计算模块63的输入端与RMS解调模块61的输出端相连接，气动补偿运算模块62的输入端与RMS解调模块61的输出端与折射率补偿系数计算模块63的输出端相连接，气动补偿运算模块62的输出端与叶尖间隙三维特征参量运算模块64的输入端相连接，叶尖间隙三维特征运算模块64的输出端通过接口电路与上位机7的输入端相连接。

当压气机和涡轮工作载荷不平衡时，叶片发生具有一定特征的形变，则叶尖表面也相应的产生形变，对应于叶尖表面测量处叶尖间隙空间的三维表征：机匣测点处到叶尖表面的径向间隙h、机匣到叶尖表面间隙空间沿转子轴的偏转角α、机匣到叶尖表面的间隙空间沿叶盘转动周向的滑移角β，综合起来就是叶尖间隙的三维动态参数(h，α，β)发生变化。因此，检测到叶尖间隙三维动态特征(h，α，β)能够更全面的反映叶片的动态形变特征，从而逆向识别出叶片所处的工作状态是否健康。

参考图4、图5及图6，本发明所述的航空发动机叶尖间隙三维表征与光纤动态检测方法包括以下步骤：

1)先将叶尖间隙三维传感探头1安装在发动机压气机和涡轮部件顶部的机匣处，并使叶尖间隙三维传感探头1中基准光纤单元11的端面、轴向测角光纤单元13的端面及周向测角光纤单元12的端面正对压气机和涡轮叶片，且叶尖间隙三维传感探头1中基准光纤单元11、轴向测角光纤单元13及周向测角光纤单元12的端面与初始的叶尖表面平行；

2)激光光源2发出的激光经脉冲光源控制电路3进行高频调制后进入到分光器4中，分光器4将高频调制后的激光信号分为三路激光，并将所述三路激光分别输入到基准光纤单元11中的发射光纤中、轴向测角光纤单元13中的发射光纤中及周向测角光纤单元12中的发射光纤中，基准光纤单元11的发射光纤中的激光照射到叶尖表面后反射到基准光纤单元11的三组接收光纤中；轴向测角光纤单元13的发射光纤中的激光照射到叶尖表面后反射到轴向测角光纤单元13的三组接收光纤中；周向测角光纤单元12的发射光纤中的激光照射到叶尖表面后反射到周向测角光纤单元12的三组接收光纤中；基准光纤单元11中三组接收光纤接收的激光、轴向测角光纤单元13中三组接收光纤接收的激光、轴向测角光纤单元13中三组接收光纤接收的激光分别进行光电转换及滤波放大后再经除法电路消除光纤制作过程中引入的共模干扰，得三组第一电信号，单片机6对所述三组电信号进行RMS解调，并根据RMS解调的结果计算折射率补偿系数K_θt，再根据折射率补偿系数K_θt对RMS解调得到的三组电信号进行气动补偿，然后再根据气动补偿得到的结果计算叶间隙的径向位移值h、轴向倾角α及周向倾角β，并将所述叶间隙的径向位移值h、轴向倾角α及周向倾角β上传至上位机7中。

具体的，叶尖间隙三维传感探头1中基准光纤单元11的端面、轴向测角光纤单元13的端面及周向测角光纤单元12的端面正对压气机和涡轮叶片，则基准光纤单元11A在叶尖表面的投射光斑为O，以基准光纤单元11A的投射光斑O为原点，x轴为周向方向，y轴为轴向方向建立空间直角坐标系，令平面Oxy//平面ABC。令周向测角光纤单元12B在叶尖表面的投射光斑为P，轴向测角光纤单元13C在叶尖表面的投射光斑为Q，因为AB与AC长度为u且u≤0.2W_b叶宽，因此OPQ围成的三角区域面积可以视为叶尖表面上一个具有平面特征的微元，对应叶尖间隙的三维表征是：OA线段为叶尖间隙的测点处径向间隙h，OQ和y轴夹角是叶尖间隙轴向偏转角α，OP和x轴夹角是叶尖间隙轴向滑移角β。

当叶片未发生轴向与周向的形变时，传感器的三组光纤单元端面到被测叶尖表面的径向距离都为h，当叶片形变使叶尖表面产生轴向偏转角α和周向滑移角β后，轴向测角光纤单元13C距离叶尖表面的径向间隙变为h_C，周向测角光纤单元12B距离叶尖表面的径向间隙变为h_B，则有

步骤2)中所述三组第一电信号的表达式的求解过程为：

基准光纤单元11对应的第一电信号的表达式为：

$M\left(h\right)=\exp \left\{\frac{-3\·d^2}{{a_0}^2{[1+\mathrm{\ζ}{\left(\frac{2h}{a_0}\right)}^{3/2}\tan {\mathrm{\θ}}_0]}^2}\right\}+\exp \left\{\frac{-2\·d^2}{{\mathrm{\σ}}^2{a_0}^2{[1+\mathrm{\ζ}{\left(\frac{2h}{a_0}\right)}^{3/2}\tan {\mathrm{\θ}}_0]}^2}\right\}---\left(1\right)$

根据空间几何关系：

h_B＝h(1+u tanβ)  (7)

h_C＝h(1+u tanα)  (8)

然后将式(7)和(8)分别带入式(1)中，得周向测角光纤单元12对应的第一电信号及轴向测角光纤单元13对应的第一电信号为：

$M\left(h_B\right)=\exp \left\{\frac{-3\·d^2}{{a_0}^2{[1+\mathrm{\ζ}{\left[\frac{2h(1+\tan \mathrm{\β})}{a_0}\right]}^{3/2}{\tan \mathrm{\θ}}_0]}^2}\right\}+\exp \left\{\frac{-2\·d^2}{{\mathrm{\σ}}^2{a_0}^2{[1+\mathrm{\ζ}{\left[2h\left(\frac{2h(1+\tan \mathrm{\β})}{a_0}\right)\right]}^{3/2}]\tan {\mathrm{\θ}}_0}^2}\right\}---\left(2\right)$

$M\left(h_C\right)=\exp \left\{\frac{-3\·d^2}{{a_0}^2{[1+\mathrm{\ζ}{\left[\frac{2h(1+\tan \mathrm{\α})}{a_0}\right]}^{3/2}\tan {\mathrm{\θ}}_0]}^2}\right\}+\exp \left\{\frac{-2\·d^2}{{\mathrm{\σ}}^2{a_0}^2{[1+\mathrm{\ζ}{\left[2h\left(\frac{2h(1+\tan \mathrm{\α\β})}{a_0}\right)\right]}^{3/2}]\tan {\mathrm{\θ}}_0}^2}\right\}---\left(3\right)$

其中，其中，I₁为基准光纤单元11中第一组接收光纤接收的光强，I₂为基准光纤单元11中第二组接收光纤接收的光强，I₃为基准光纤单元11中第三组接收光纤接收的光强；其中，I₄为周向测角光纤单元12中第一组接收光纤接收的光强，I₅为周向测角光纤单元12中第二组接收光纤接收的光强，I₆为周向测角光纤单元12中第三组接收光纤接收的光强；其中，I₇为轴向测角光纤单元13中第一组接收光纤接收的光强，I₈为轴向测角光纤单元13中第二组接收光纤接收的光强，I₉为轴向测角光纤单元13中第三组接收光纤接收的光强，d为入射光纤与第一组接收光纤中任意两根光纤的连线之间的距离，基准光纤单元11、轴向测角光纤单元13及周向测角光纤单元12的半径均为a₀，ζ为与激光光源2种类以及激光光源2和光纤耦合情况相关的调制参数，σ为光纤折射率分布的相关参数，对于阶跃折射率光纤，σ＝1，θ₀为光纤的最大入射角。

步骤2)中计算折射率补偿系数K_θt的具体过程为：

设置分光器4发出的被高频脉冲调制后的激光频率为f_I，压气机和涡轮转动频率为f，令f_I≥600f，t₁及t₂为激光频率中两个相邻上升沿的时刻，并令t₁及t₂时刻基准光纤单元11的最大入射角为θ_t1及θ_t2，t₁及t₂时刻基准光纤单元11中第一组接收光纤和第二组接收光纤的光强比为M₁(h_t1)及M₁(h_t2)，则有：

$M_1\left({\mathrm{\θ}}_{t1}\right)=\exp \left\{\frac{-3\·d^2}{{a_0}^2{[1+\mathrm{\ζ}{\left(\frac{2h}{a_0}\right)}^{3/2}\tan {\mathrm{\θ}}_{t1}]}^2}\right\}---\left(4\right)$

$M_1\left({\mathrm{\θ}}_{t2}\right)=\exp \left\{\frac{-3\·d^2}{{a_0}^2{[1+\mathrm{\ζ}{\left(\frac{2h}{a_0}\right)}^{3/2}\tan {\mathrm{\θ}}_{t2}]}^2}\right\}---\left(5\right)$

设t₁和t₂时刻h不变，则有折射率补偿系数K_θt为：

$\frac{{\tan \mathrm{\θ}}_{t2}}{{\tan \mathrm{\θ}}_{t1}}=\frac{\sqrt{\frac{-3d^2}{a_0^2\ln M\left({\mathrm{\θ}}_{t2}\right)}}-1}{\sqrt{\frac{-3d^2}{a_0^2\ln M\left({\mathrm{\θ}}_{t1}\right)}}-1}=K_{\mathrm{\θt}}---\left(6\right).$

步骤2)中根据折射率补偿系数K_θt对RMS解调得到的三组电信号进行气动补偿的具体操作为：通过折射率补偿系数L_θt对公式(1)、(2)及(3)中的受发动机全工况下高频折射率波动影响的tanθ₀进行修正。

步骤2)中根据气动补偿得到的结果计算叶尖间隙的径向位移值h、轴向倾角α及周向倾角β的具体操作为：

根据修正后的tanθ₀带入式(1)、(2)及(3)，然后根据式(1)、(2)及(3)得叶尖间隙的径向位移值h、轴向倾角α及周向倾角β。

本发明中的三维光纤单元的光信号处理***不仅利用了光纤单元双圈同轴式拓扑结构针对光纤本身制造工艺、输入光功率波动以及反射面反射率等非线性干扰影响的补偿功能，又通过对输入光信号进行高频脉冲调制对接收光信号传输过程中的低频环境干扰进行了补偿，更为重要的是，通过本发明的气动补偿算法可以对超声速流场对折射率的高频非线性干扰实时补偿，得到能够应用在航空发动机全工况下的光纤动态检测***，检测结果更为精密可靠。

Claims (8)

1.一种航空发动机叶尖间隙三维表征与光纤动态检测装置，其特征在于，包括激光光源(2)、脉冲光源控制电路(3)、分光器(4)、叶尖间隙三维传感探头(1)、前置处理电路(5)、单片机(6)及上位机(7)；

所述叶片间隙三维传感探头(1)包括基准光纤单元(11)、轴向测角光纤单元(13)及周向测角光纤单元(12)，基准光纤单元(11)和周向测角光纤单元(12)的连线与基准光纤单元(11)和轴向测角光纤单元(13)的连线相互垂直，基准光纤单元(11)、轴向测角光纤单元(13)及周向测角光纤单元(12)均包括发射光纤、三组接收光纤，第一组接收光纤分布于发射光纤的外侧，第二组接收光纤及第三组接收光纤均分布于第一组接收光纤的外侧；

激光光源(2)发出的激光依次经脉冲光源控制电路(3)及分光器(4)后分为三路激光，所述三路激光分别进入基准光纤单元(11)的发射光纤内、轴向测角光纤单元(13)的发射光纤内及周向测角光纤单元(12)的发射光纤内，基准光纤单元(11)中三组接收光纤接收的激光、轴向测角光纤单元(13)中三组接收光纤接收的激光及周向测角光纤单元(12)中三组接收光纤接收的激光分别进入到前置处理电路(5)中，前置处理电路(5)的输出端与单片机(6)的输入端相连接，单片机(6)的输出端与上位机(7)的输入端相连接。

2.根据权利要求1所述的航空发动机叶尖间隙三维表征与光纤动态检测装置，其特征在于，所述前置处理电路(5)包括三组数据处理电路，数据处理电路包括光电转换电路、滤波放大电路及除法电路，光电转换电路的输出端与滤波放大电路的输入端相连接，滤波放大电路的输出端与除法电路的输入端相连接；基准光纤单元(11)中的三组接收光纤接收的激光转发至第一组数据处理电路中光电转换电路的光敏面上，轴向测角光纤单元(13)中的三组接收光纤接收的激光转发至第二组数据处理电路中光电转换电路的光敏面上，周向测角光纤单元(12)中的三组接收光纤接收的激光转发至第三组数据处理电路中光电转换电路的光敏面上，三组数据处理电路中除法电路的输出端与单片机(6)的输入端相连接。

3.根据权利要求2所述的航空发动机叶尖间隙三维表征与光纤动态检测装置，其特征在于，所述单片机(6)包括RMS解调模块(61)、折射率补偿系数计算模块(63)、气动补偿运算模块(62)及叶尖间隙三维特征参量运算模块(64)；

三组数据处理电路中除法电路的输出端与RMS解调模块(61)的输入端相连接，折射率补偿系数计算模块(63)的输入端与RMS解调模块(61)的输出端相连接，气动补偿运算模块(62)的输入端与RMS解调模块(61)的输出端与折射率补偿系数计算模块(63)的输出端相连接，气动补偿运算模块(62)的输出端与叶尖间隙三维特征运算模块(64)的输入端相连接，叶尖间隙三维特征运算模块(64)的输出端通过接口电路与上位机(7)的输入端相连接。

4.一种航空发动机叶尖间隙三维表征与光纤动态检测方法，其特征在于，基于权利要求3所述的航空发动机叶尖间隙三维表征与光纤动态检测装置，包括以下步骤：

1)先将叶尖间隙三维传感探头(1)安装在发动机压气机和涡轮部件顶部的机匣处，并使叶尖间隙三维传感探头(1)中基准光纤单元(11)的端面、轴向测角光纤单元(13)的端面及周向测角光纤单元(12)的端面正对压气机和涡轮叶片，且叶尖间隙三维传感探头(1)中基准光纤单元(11)、轴向测角光纤单元(13)及周向测角光纤单元(12)的端面与初始的叶尖表面平行；

2)激光光源(2)发出的激光经脉冲光源控制电路(3)进行高频脉冲调制后进入到分光器(4)中，分光器(4)将高频脉冲调制后的激光分为三路激光，并将所述三路激光分别输入到基准光纤单元(11)中的发射光纤中、轴向测角光纤单元(13)中的发射光纤中及周向测角光纤单元(12)中的发射光纤中，基准光纤单元(11)的发射光纤中的激光照射到叶尖表面后发射到基准光纤单元(11)的三组接收光纤中；轴向测角光纤单元(13)的发射光纤中的激光照射到叶尖表面后发射到轴向测角光纤单元(13)的三组接收光纤中；周向测角光纤单元(12)的发射光纤中的激光照射到叶尖表面后发射到周向测角光纤单元(12)的三组接收光纤中；基准光纤单元(11)中三组接收光纤接收的激光、轴向测角光纤单元(13)中三组接收光纤接收的激光、轴向测角光纤单元(13)中三组接收光纤接收的激光分别进行光电转换及滤波放大后再经除法电路消除光纤制作过程中引入的共模干扰，得三组第一电信号，单片机(6)对所述三组电信号进行RMS解调，并根据RMS解调的结果计算折射率补偿系数K_θt，再根据折射率补偿系数K_θt对RMS解调得到的三组电信号进行气动补偿，然后再根据气动补偿得到的结果计算叶间隙的径向位移值h、轴向倾角α及周向倾角β，并将所述叶间隙的径向位移值h、轴向倾角α及周向倾角β上传至上位机(7)中。

5.根据权利要求4所述的航空发动机叶尖间隙三维表征与光纤动态检测方法，其特征在于，步骤2)中所述三组第一电信号的表达式为：

$M\left(h\right)=\exp \left\{\frac{-3\·d^2}{{a_0}^2{[1+\mathrm{\ζ}{\left(\frac{2h}{a_0}\right)}^{3/2}\tan {\mathrm{\θ}}_0]}^2}\right\}+\exp \left\{\frac{-2\·d^2}{{\mathrm{\σ}}^2{a_0}^2{[1+\mathrm{\ζ}{\left(\frac{2h}{a_0}\right)}^{3/2}\tan {\mathrm{\θ}}_0]}^2}\right\}---\left(1\right)$

$M\left(h_B\right)=\exp \left\{\frac{-3\·d^2}{{a_0}^2{[1+\mathrm{\ζ}{\left[\frac{2h(1+\tan \mathrm{\β})}{a_0}\right]}^{3/2}\tan {\mathrm{\θ}}_0]}^2}\right\}+\exp \left\{\frac{-2\·d^2}{{\mathrm{\σ}}^2{a_0}^2{[1+\mathrm{\ζ}{\left[\frac{2h(1+\tan \mathrm{\β})}{a_0}\right)]}^{3/2}\tan {\mathrm{\θ}}_0]}^2}\right\}---\left(2\right)$

$M\left(h_C\right)=\exp \left\{\frac{-3\·d^2}{{a_0}^2{[1+\mathrm{\ζ}{\left[\frac{2h(1+\tan \mathrm{\β})}{a_0}\right]}^{3/2}\tan {\mathrm{\θ}}_0]}^2}\right\}+\exp \left\{\frac{-2\·d^2}{{\mathrm{\σ}}^2{a_0}^2{[1+\mathrm{\ζ}{\left[\frac{2h(1+\tan \mathrm{\β})}{a_0}\right)]}^{3/2}\tan {\mathrm{\θ}}_0]}^2}\right\}---\left(3\right)$

其中，其中，I₁为基准光纤单元(11)中第一组接收光纤接收的光强，I₂为基准光纤单元(11)中第二组接收光纤接收的光强，I₃为基准光纤单元(11)中第三组接收光纤接收的光强；其中，I₄为周向测角光纤单元(12)中第一组接收光纤接收的光强，I₅为周向测角光纤单元(12)中第二组接收光纤接收的光强，I₆为周向测角光纤单元(12)中第三组接收光纤接收的光强；其中，I₇为轴向测角光纤单元(13)中第一组接收光纤接收的光强，I₈为轴向测角光纤单元(13)中第二组接收光纤接收的光强，I₉为轴向测角光纤单元(13)中第三组接收光纤接收的光强，d为入射光纤与第一组接收光纤中任意两根光纤的连线之间的距离，基准光纤单元(11)、轴向测角光纤单元(13)及周向测角光纤单元(12)的半径均为a₀，ζ为与激光光源(2)种类以及激光光源(2)和光纤耦合情况相关的调制参数，σ为光纤折射率分布的相关参数，对于阶跃折射率光纤，σ＝1，θ₀为光纤的最大入射角。

6.根据权利要求5所述的航空发动机叶尖间隙三维表征与光纤动态检测方法，其特征在于，步骤2)中计算折射率补偿系数K_θt的具体过程为：

设分光器(4)发出的被高频脉冲调制后的激光频率为f_I，压气机和涡轮转动频率为f，令f_I≥600f，t₁及t₂为激光频率中两个相邻上升沿的时刻，并令t₁及t₂时刻基准光纤(11)的最大入射角为θ_t1及θ_t2，t₁及t₂时刻基准光纤单元(11)中第一组接收光纤和第二组接收光纤的光强比为M₁(h_t1)及M₁(h_t2)，则有：

$M_1\left({\mathrm{\θ}}_{t1}\right)=\exp \left\{\frac{-3\·d^2}{{a_0}^2{[1+\mathrm{\ζ}{\left(\frac{2h}{a_0}\right)}^{3/2}\tan {\mathrm{\θ}}_{t1}]}^2}\right\}---\left(4\right)$

$M_1\left({\mathrm{\θ}}_{t2}\right)=\exp \left\{\frac{-3\·d^2}{{a_0}^2{[1+\mathrm{\ζ}{\left(\frac{2h}{a_0}\right)}^{3/2}\tan {\mathrm{\θ}}_{t2}]}^2}\right\}---\left(5\right)$

设t₁和t₂时刻h不变，则有折射率补偿系数K_θt为：

$\frac{\tan {\mathrm{\θ}}_{t2}}{\tan {\mathrm{\θ}}_{t1}}=\frac{\sqrt{\frac{-3d^2}{a_0^2\ln M\left({\mathrm{\θ}}_{t2}\right)}}-1}{\sqrt{\frac{3d^2}{a_0^2\ln M\left({\mathrm{\θ}}_{t1}\right)}}-1}=K_{\mathrm{\θt}}---\left(6\right).$

7.根据权利要求6所述的航空发动机叶尖间隙三维表征与光纤动态检测方法，其特征在于，步骤2)中根据折射率气动补偿系数K_θt对RMS解调后得到的三组电信号进行气动补偿的具体操作为：通过折射率补偿系数K_θt对公式(1)、(2)及(3)中受折射率高频波动干扰的tanθ₀进行修正。

8.根据权利要求7所述的航空发动机叶尖间隙三维表征与光纤动态检测方法，其特征在于，步骤2)中根据气动补偿得到的结果计算叶间隙的径向位移值h、轴向倾角α及周向倾角β的具体操作为：

根据修正后的tanθ₀带入式(1)、(2)及(3)，然后根据式(1)、(2)及(3)得叶间隙的径向位移值h、轴向倾角α及周向倾角β。