基于无线射频与FPGA技术的数据采集系统

为解决精密仪器的状态监控、桥梁的健康监测等问题,结合无线射频技术与FPGA技术研制的无线数据采集系统,应用无线单片机nRF24E1实现了无线通信功能,与有线传输方式相比,无线传输方式可以避免信号传输线对现场操作的牵绊。应用FPGA器件EP1C3T144C6实现了数据采集,性能大大优于传统的单片机控制数据采集系统。结果证明,该系统操作简单,工作稳定可靠,快速高效,具有广阔的应用前景。

桥门式起重机智能监控系统设计

基于AT89C5131研制的桥门式起重机智能监控系统,能实时测量和记录桥门式起重机的作业参数,对起重机运动部件的位置和吊绳倾摆角度作限位防摇监控,所记录的违章操作数据可以通过USB接口传送到计算机,供管理人员查阅打印。结果证明,该系统操作简单,安装方便,工作稳定可靠,抗干扰性好,使用该系统可以有效地避免现场野蛮作业损坏起重机,具有广阔的应用前景。

基于小波分析的涡扇发动机起动过程压力脉动研究

利用小波分析所具有的时频特性特点,针对涡扇发动机起动过程存在的压力脉动异常现象,获取信号随转速变化的频谱图。重点介绍了发动机脉动频率分析方法,并结合试验测点布局,根据不同脉动的频率特点,对其脉动成分进行分解,分析出脉动频率产生的原因,为发动机起动问题的解决提供支持。研究结果表明:利用小波分析进行发动机起动过程的脉动异常研究,形象、直观,具有一定的工程应用价值。

基于四孔压力探针技术的涡轮转子出口流场测量

利用位移机构移动四孔压力探针,对小展弦比涡轮转子出口不同试验状态下的流场进行了测量。试验前对四孔压力探针进行了标定,试验中利用同步锁相技术进行数据采集,采用等相位平均法进行数据处理,再通过插值算法对探针压力数据做进一步处理,准确得到了转子出口具有周期特性的马赫数、偏转角、俯仰角、总压、静压、速度等流场参数。测量结果清楚表明:泄漏流区域的速度低,对应的相对总压小,损失大;间隙大时,泄漏流显著,导致气流亏转,对应的静压高,膨胀程度小于主流。

基于Clean-SC的航空发动机整机喷流噪声定位识别研究

针对航空发动机整机喷流噪声定位识别难题,开展了基于Clean-SC声源成像识别技术结合线形传声器阵列的航空发动机整机喷流噪声定位识别方法研究。以小涵道比涡扇发动机为对象进行了测试验证,获取了发动机整机喷流噪声的主要声源特性。该特性沿着发动机喷流轴线方向以及与发动机轴线呈一定角度的方向分布,不随发动机状态的变化而变化,且主要为1000 Hz以下的低频声源。证明了本文方法的可行性,为后续航空发动机整机喷流噪声的声源定位研究奠定了基础,具有重要的工程应用价值。

基于快速谱峭度算法的轴承故障诊断研究

利用快速谱峭度(Fast Kurtogram)算法确定共振解调技术带通滤波器中心频率以及滤波带宽,通过模拟故障的主支点轴承进行了试验验证,成功识别了轴承不同类型的故障特征。相比于传统的包络解调,快速谱峭度算法的共振解调方法在轴承故障特征提取中效果显著。该方法具有很强的工程实用性,可以在航空发动机研制过程提供重要的技术支撑。

航空发动机中央锥齿轮声振特性试验研究

航空发动机锥齿轮声振特性的确定对于锥齿轮的研制具有重要意义。为研究航空发动机中央锥齿轮的声振特性,根据齿轮声振信息辨识原理,利用声导管技术在齿轮部件试验器中获取原始空气声。分析发现,啮合频率幅值的变化能够对齿轮行波共振特性实现完全表述,不仅可反映从动轮的声振特性,同时也能反映主动轮的声振特性,边频信息则反映了齿轮的故障信息。与应变片测量结果和设计计算结果对比分析证明,声学测试是获取齿轮声振特性的有效方法。

轴流压气机喘振状态下的声学特征及诊断方法

为研究航空发动机喘振状态下的声学特征,以轴流压气机部件试验为依托,采用在轴流压气机进口机匣壁面布置声压传感器的方法进行了发动机喘振状态下的声学测量。通过分析喘振状态下的声学特征,发现喘振发生时会伴随出现明显的低频声学信号,且该特征与轴流压气机转速无关。根据这一现象,最终应用能量比方法成功地对不同换算转速下的轴流压气机喘振故障进行了诊断,为航空发动机喘振故障研究提供了一种新的思路及方法。

航空发动机中央传动锥齿轮声学信号分析

针对传统振动测试方法对齿轮进行状态监测、故障诊断时,存在带宽受限、不适宜复杂测试环境等弊端,使用声导管系统为媒介,采集了航空发动机中央传动锥齿轮的声压信号。对所采集的信号进行阶次跟踪和阶次分析,发现在被测齿轮啮合频率附近有大量的边频带出现;以啮合频率为中心频率进行希尔伯特变换解调分析信号;最后对信号进行倒频谱分析,识别出了异常的周期性故障信号。此研究成果为航空发动机中央传动锥齿轮的状态监测、故障诊断提供了一种新方法,同时也为发动机的研制提供了重要的技术支撑。

基于声学特征信号提取的燃烧不稳定性试验研究

为研究航空发动机燃烧不稳定时的声学特征,对发动机燃烧室进行了燃烧不稳定状态下的声学测试试验。测试结果表明,燃烧不稳定现象发生时会伴随着明显的离散单音声学特征信号出现。采用特征频率信号加强的奇异值分解法对离散单音声学特征信号进行提取及分析,得出该型发动机燃烧室不稳定燃烧时的声源位置位于火焰筒内的火焰区域,声波传播为纵向传播,声模态为一阶纵向模态。可为今后航空发动机燃烧不稳定性研究提供参考。

航空发动机喷流噪声近场测试研究

为促进航空发动机喷流噪声测试技术发展,利用小涵道比涡扇发动机户外露天静态地面试验进行了喷流噪声近场测试。运用弧形麦克风阵列测试技术,对喷流噪声近场特性进行研究,获得了发动机多个状态下的喷流噪声数据,分析整理得到了喷流噪声的频谱结构特性及近场辐射特性。最后运用Beamforming技术进行了喷流噪声成像识别,对喷流噪声的频率-位置特性进行了显示。为航空发动机喷流噪声测试技术相关研究奠定了基础。

基于声模态分解的风扇叶盘同步振动辨识

采用非接触式非侵入式的测量方法实现航空发动机叶盘振动测量,对发动机研制、试验、运行安全具有重要意义。提出基于声模态分解的叶盘同步振动辨识方法,在某三级风扇试验器的进气道布置环形声阵列,作为参照并在动叶布置若干应变片,开展升降速试验。分析声压信号的叶片通过频率随转速的变化规律,对动叶一阶通过频率下的声阵列信号进行声模态分解,结合应变片实测的动叶坎贝尔图,建立主导声模态数与叶盘节径数的映射关系。声场和动应力测试结果表明:当主导声模态数与叶盘节径相等时,动叶发生共振现象,此时可有效地对风扇叶盘同步振动进行辨识;动叶与前后叶排静叶都存在转静干涉现象,声压信号呈现为窄带宽频,形成声模态离散,造成动叶表现为多模态振动;声压信号是叶片不同振动模态的气动载荷分布的综合反映,具有好的灵敏性和完备性,可实现航空发动机动叶非接触式非侵入式振动测量。

基于声模态的压气机/风扇气路故障诊断

通过压气机/风扇流道中声模态产生机理分析,阐述了压气机/风扇效率与声模态之间的联系,探索基于声模态的航空发动机气路故障的诊断方法。基于奇异值分解理论,提出了一种声模态信号的提取方法,并通过某风扇试验器试验数据处理,成功绘制出了声模态时序图。根据声模态时序图的波峰、波谷分布,辨识出该风扇在亚音速工作范围内既有前行声模态,又有后行声模态。而当后行声模态居于主导地位时,风扇效率明显下降,偏离设计指标,与实际故障现象相吻合,验证了声模态诊断方法的可行性。

基于压缩感知的多级风扇周向声模态重构

基于风扇单音噪声周向声模态在叶片通过频率下稀疏的特性,研究压缩感知方法在多级风扇周向主导声模态识别和幅值重构中的应用。开展多级风扇试验器的声场测量试验,利用压缩感知方法对管道周向声模态进行准确识别与分解。建立声模态重构的压缩感知模型,实现少数传声器对主导声模态的阶数识别和幅值精确重构,同时研究传声器数量和布局策略对重构精度的影响。试验结果表明:对于确定声场,当压缩感知常量C大于3.6时,随机布局的传声器有90%以上的概率可以以较高精度重构主导声模态幅值;建立压缩感知模型观测矩阵时应避免传声器的均匀和近似均匀布局,均匀布局的感知模型难以精准重构声模态。

基于声阵列信号的风扇喘振先兆特征识别

提出了一种基于麦克风声阵列信号的航空发动机风扇喘振先兆特征识别方法,有效避免了传统侵入式传感器在测量过程中对管道流场产生的外来干扰。开展多级风扇试验器由稳定旋转至喘振的瞬态测试试验,利用短时傅里叶分析、频谱分析和声模态分解的方法,对喘振先兆特征实现了辨识。结果表明:风扇在进入喘振前有非同步共振频率的强烈单音噪声,约为叶片通过频率的70%,是由多个模态波在转静叶排间共振产生。通过对特征频率和声模态谱的监测可以实现喘振的预警。