基于优化信噪比算法的航空发动机振动信号分离

为克服噪声对航空发动机振动信号的影响,提出一种优化信噪比的航空发动机振动信号分离方法,其通过建立时延自相关目标函数,对最大信噪比盲源分离算法进行优化。利用该方法,对航空发动机仿真混叠振动信号进行分析,分离后的信号频谱与源信号一致;对具有故障的实测航空发动机振动信号进行分离,成功分离出不同故障的振动特征。本文提出的方法为航空发动机振动信号的监测和故障诊断,提供了一种新的思路。

基于Inception V3-BiLSTM模型的滚动轴承故障诊断方法

针对传统深度学习模型对滚动轴承故障诊断效果不佳以及计算效率低等问题,提出了一种基于Inception V3模型和双向长短时记忆网络相结合的滚动轴承故障诊断方法(Inception V3-BiLSTM),加入自注意力机制并采用全局平均池化取代传统的全连接层,实现滚动轴承的智能、高效诊断。使用凯斯西储大学以及渥太华大学轴承数据集的试验结果表明:与传统深度学习方法相比,Inception V3-BiLSTM能够实现同负载下多故障类别和时变转速工况下单一及复合故障的智能诊断,且具有更高的诊断精度和更快的诊断速率。

轮盘低循环疲劳寿命预测方法研究及试验验证

针对轮盘低循环疲劳载荷非对称及其主要寿命区限,提出了一种简化的Walker应变寿命预测模型,在寿命预测中考虑了轮盘危险部位数目的影响。进行了GH4133材料轴向应变控制的低循环疲劳试验;设计了涡轮盘低循环疲劳试验件,在旋转试验器上进行了涡轮盘的高温低循环疲劳试验。结果表明:轮盘低循环疲劳寿命预测方法是有效的,对试验涡轮盘的寿命预测精度在2倍散度以内。

航空发动机转子早期裂纹故障振动特征的1(1/2)维谱分析

针对航空发动机转子早期裂纹故障难以检测的特点首先,根据转子裂纹扩展机理,建立早期裂纹转子振动分析理论模型,提出利用112维谱对早期裂纹振动信号进行分析。然后,利用112维谱分析法对早期裂纹转子理论模型和早期裂纹转子故障实验数据进行了具体分析。理论模型和实验数据分析结果都表明:应用112维谱对实际发动机转子早期裂纹故障信号进行分析,不仅能够得到一般频谱分析法难以获得的故障特征频率,还能对混叠噪声信号进行降噪。因此,112维谱能够有效的诊断航空发动机转子裂纹故障,在航空发动机故障诊断中具有一定的应用价值。

叶尖定时旋转叶片振动测量新技术

设计了一套基于叶尖定时传感的旋转叶片振动测量系统。系统主要由光电传感系统、振动信号采集与预处理系统、叶片振动数据处理系统3部分组成。叶尖定时传感器采用单根光纤发射、多光纤接收的Y型结构,并用高性能专用集成芯片完成弱光信号的放大检测,使传感器信噪比大于500,信号带宽大于50 MHz。设计了基于PCI总线,并融合CPLD和DSP技术的高速叶尖定时信号实时采集与处理板卡;建立了同步共振条件下叶片振动的数据处理模型,实现了叶片振动的实时监测。

航空发动机旋转叶片振动监测系统研究

介绍了叶尖定时测量旋转叶片的原理,设计的光纤束式传感结合光电接收实现了高精度的弱光检测。基于"5+2"传感器均布方案,利用双速率对叶片振动信号进行采样,通过"5+2"处理算法实现了振动频率的准确辨识,并在某航空设备上进行了高速模拟转子实验,实验表明测得频率与应变仪结果一致。

涡轮带冠叶片共振频率分析

利用涡轮带冠叶片干摩擦阻尼减振试验系统,分析了阻尼块与叶冠间正压力、阻尼块材料和接触面积及激振力对叶片共振频率的影响。试验结果显示,在特殊正压力加载时,叶片共振频率产生漂移现象,在其它正压力加载条件下,叶片共振频率随正压力增大基本不变;阻尼块面积和材料在不同激振力范围,对叶片共振频率产生不同影响。另外,通过试验还获取了叶片共振频率随外部参数的变化规律及叶片共振频率的大致漂移量,其结果对带冠阻尼减振系统的设计和工程应用都具有参考意义。

风扇转子叶片的非接触振动测量

旋转叶片的振动测量技术主要向非接触测量方向发展,硬件技术基本成熟,国内外主要是研究各种算法。本文对研制的基于叶尖定时原理的非接触振动测量系统的小间距算法进行了简要介绍,并采用该测量系统对某风扇试验件转子叶片的振动频率和幅值进行了测量,对6 700 r/min附近叶片的共振情况进行了分析。与应变计测量结果和理论计算结果进行的对比分析表明,三者在振动频率方面具有很好的一致性。

非接触旋转叶片振动测量系统在转子叶片裂纹故障试验中的应用

采用非接触旋转叶片振动测量系统测量模拟转子叶片振动特性,通过单自由度和周向傅立叶两种分析方法,拟合并计算出叶片共振时的幅值、动频、转速、激励阶次等。试验结果表明,叶片出现裂纹后,叶片动频显著下降。动频结果与锤击法测量叶片静频结果对比表明,动频结果更接近真实情况。该系统可有效识别叶片裂纹,其成功运用对于实现或建立叶片裂纹故障在线监测具有十分重要的意义。

航空发动机轴向力与主轴承振动同步测试技术研究

阐述了一种采用应力环传感器获取航空发动机主轴承动、静态信号的原理和方法,确定了使用应力环传感器测量主轴承上动态和静态信号的可行性。通过动态、静态测试和时频域信号处理,获取了主轴承相接触的应力环上的动、静态信号,并与主支承传递力路径上鼠笼的动态应变信号进行了对比。结果表明:鼠笼构件与应力环的应变测点所测的振动频率成份和其振动频率分量趋势一致,且应力环测点的动态响应更大,验证了应力环同步测量航空发动机轴向力和主轴承振动信号的工程适用性。可通过应力环所测的振动信号,对发动机转子和主轴承的运行状态进行安全监测。

弹性环式挤压油膜阻尼器加载及动力特性试验装置研究

在分析弹性环式挤压油膜阻尼器(ERSFD)实际工况基础上,设计了能够精准控制动静载荷加载的ERSFD试验系统,搭建了ERSFD加载及动力特性试验装置;并针对某型ERSFD开展了试验测试,考察分析了弹性环的变形状况。结果表明,该试验装置能够拟合ERSFD实际工况下的载荷、变形和运动状况,可以满足ERSFD的弹性环疲劳寿命及动力学特性试验研究需求。

涡轮转子叶片非接触振动测试试验研究

基于叶尖定时的非接触振动测量技术广泛应用在风扇/压气机冷端叶片振动测试中,而在热端部件特别是高压涡轮转子叶片中的应用尚存在传感器冷却、定时脉冲不易获取等问题。开展叶尖定时光纤传感器加温和冷却试验研究,确定涡轮端光纤传感器的最佳冷却方式,通过控制冷却气体的流量,可将叶尖定时光纤传感器在1100℃的工作环境中冷却至650℃以下,使传感器处于许可工作温度范围;开展某型号高压涡轮H型转子叶片非接触振动测量试验,通过设定合理的放大倍数和触发电压阈值,实现H型叶片叶尖定时脉冲信号的精准获取。上述试验研究结果可为非接触振动测试系统应用于整机、核心机涡轮转子叶片振动监测提供强有力的数据支撑。

基于小波阈值降噪的轴承振动信号虚假模态剔除研究

对于机械智能故障诊断而言,信号数据的质量至关重要。针对试验数据的优化问题,探究了时域信号中虚假模态的剔除研究。传统方法只能剔除频域中的虚假模态极点,而对时域信号中的虚假模态成分并不能相应剔除,因此提出通过小波阈值降噪除去振动信号中的噪声成分,减少由环境噪声引起的虚假模态,并通过模态参数识别和稳定图观察降噪前后虚假模态的出现情况以判断该方法效果。通过旋转机械试验台数据的分析处理,证明该方法对于剔除虚假模态具有一定的作用。

碰摩引起的双转子系统弯扭耦合振动数值仿真

针对共腔结构的航空发动机双转子系统单点碰摩和局部碰摩引起的弯扭耦合振动问题,建立了含碰摩力、不平衡力、转速控制力矩的弯扭耦合动力学模型。采用4阶龙格-库塔法进行数值仿真分析,结合时域图、频域图、轴心轨迹图分析了转盘偏心距、碰摩刚度等参数变化以及碰摩类型、转速控制时延等对双转子系统弯扭耦合振动特性的影响。结果表明:偏心距和碰摩刚度的增大,会加剧碰摩,其特征频率的最大幅值分别增大了0.1×10^(-4) m和4×10^(-4) m左右;局部碰摩的振动响应要比单点碰摩的更加剧烈,其特征频率的幅值更大,特征频率的成分也更复杂;转速控制时延会使系统振动不稳定,且延迟时间越长,系统振动越不稳定。在航空发动机设计时应当充分考虑转速控制时延的影响。

无转速同步条件下转子叶片非接触振动测试方法研究

针对非接触振动测试系统中转速基准信号无法安装或容易失效的问题,提出了无转速同步条件下的转子叶片非接触振动测试方法,利用光纤传感器测试叶片脉冲信号实现振动识别和转速获取。在临界转速试验器上,进行了无转速同步条件下的模拟转子叶片非接触振动测试,并将测试结果分别与应变片测试结果、光纤传感器实现转速同步的叶片非接触振动测试系统测试结果进行了对比分析。结果表明:无转速同步条件下的非接触振动测试系统能实现转子叶片振动测试,且在叶片一弯振型下所得结果误差较小。此研究成果将在航空发动机整机、核心机的高压压气机和涡轮转子叶片非接触振动测试中发挥重要作用。

基于降维双谱分析法的航空发动机轴承磨损故障分析

航空发动机轴承发生故障时,其振动信号受周期脉冲力的影响多为含噪非平稳随机信号,采用传统的频谱分析法很难提取轴承故障的振动特征。对双谱进行对角切片处理形成降维双谱,并将其引入到航空发动机轴承故障振动信号分析中。采用降维双谱对仿真和实测的发动机轴承磨损振动数据进行处理,成功提取到轴承振动信号的调制频率成分,并准确判定故障。数据处理结果表明,降维双谱能够有效提取发动机轴承磨损振动特征频率,对轴承磨损故障具有较高的诊断率。

航空发动机锥齿轮振动特性分析与试验验证

为了获取航空发动机中央传动从动锥齿轮全转速范围内的振动特性,采用行波共振理论分析与试验验证相结合的方式,研究从动锥齿轮全转速范围内的行波振动和振动应力分布特性。在行波共振理论技术基础上,分析了齿轮的危险模态并模拟计算了该齿轮的振动模态。采用“轴心引线-遥测无线传输”的测试方案,对航空发动机中央传动从动锥齿轮的振动应力进行测试,得到了从动锥齿轮的行波共振频率、共振转速和共振应变幅值。分析结果表明,发动机在工作转速范围内存在三节径前行波和四节径后行波危险共振。该齿轮在后续结构改型和优化中,应着重考虑三节径前行波和四节径后行波的处理。此外,理论分析与试验结果验证了所提出的航空发动机锥齿轮振动特性分析方法及试验方案的有效性。

航空发动机热起动过程中转子热弯曲振动特性研究

针对航空发动机在试验起动过程中振动响应显著增大、压气机转子出现偏磨的问题,基于试验过程中的机匣振动测试数据,识别出发动机振动异常现象与发动机热起动过程中存在的转子热弯曲相关。通过综合分析不同热起动条件对发动机振动响应的影响规律,制定了热起动前进行2次冷运转,冷机时间控制在不大于36 min或不小于75min的起动方案,解决了发动机热起动中的转子热弯曲问题,同时验证了该试验热起动方案对于保证发动机转子系统安全运转的有效性。

航空发动机机匣多边并联加载装置设计及精度分析

针对航空发动机机匣强度试验对多边并联加载装置的需求,基于六自由度并联机构提出了一种适用于机匣多边多维力加载的试验系统,在实现系统稳定加载控制的同时有效抑制了机匣柔性变形对多维力加载精度的影响。利用旋量理论推导得到了典型双边多维力加载装置的一阶静力影响系数矩阵,运用ADAMS和Simulink建立了机匣加载系统联合仿真模型,实现了支链力与多维力之间的映射和柔性变形补偿解算。考虑多维力加载装置的Ⅰ类和Ⅱ类误差影响因素,推导了机匣双边多维力加载装置的误差分析模型。在此基础上研制了机匣双边多维力加载装置样机,搭建了机匣多维力静态测量与加载试验系统,并进行了试验验证。根据试验结果分析得到了该系统的加载精度,从而为机匣多边多维力并联加载装置的开发与应用提供了参考。

含裂纹叶片的失谐叶盘对航空发动机振动特性的影响

某型航空发动机装配有含裂纹叶片的失谐叶盘,基于该型发动机的性能试验,对其排气机匣振动数据进行分析,研究叶盘失谐对发动机转子动力学特性的影响.主要对比了叶盘裂纹长度与整机振动特性的关系,证明了裂纹不仅改变整机振动频率的成分组成,同时,主要频率成分的振动幅值也有较大增加.然而,当裂纹长度比小于0.3,整机振动对叶盘失谐并不敏感,这一论断为在发动机试验中及时判断叶片裂纹故障提供支持.