基于倒频谱分析的航空发动机转静碰摩部位识别

提出基于倒频谱分析的航空发动机碰摩部位识别方法,利用倒频谱分析方法,从机匣振动加速度信号中分离出传递路径特征,该特征反映从碰摩点到机匣测点的传递路径信息,因此,不同的碰摩部位将具有不同的传递特征信息,并以此提取出20个碰摩部位识别特征。利用航空发动机转子试验器模拟大量不同部位的碰摩试验,对不同碰摩部位的试验样本进行特征分析,表明相同碰摩部位的特征一致性,以及不同碰摩部位的特征差异性,利用最近邻分类方法,进行碰摩部位识别,识别率达到100%,充分验证了方法的有效性。

转子-滚动轴承耦合系统的转静碰摩故障分析与智能诊断

针对航空发动机转静碰摩故障诊断问题,建立了含不平衡-碰摩故障的转子-滚动轴承耦合系统动力学模型。在模型中,充分考虑了滚动轴承的间隙、非线性赫兹接触以及变柔性VC(Varying compliance)振动。首先运用数值积分获取系统响应,进行碰摩故障分析,并得到了大量的碰摩故障仿真样本;其次利用支持向量机从大量样本中获取碰摩故障知识;然后利用转子实验器获取碰摩故障实验样本;最后利用训练好的支持向量机对碰摩故障实验样本进行智能诊断,最高识别率达到了91%。

基于双树复小波变换的转静碰摩响应分析

针对碰摩故障诊断中转静碰摩响应消噪及特征提取构造分段圆弧平滑阈值函数,利用小波、小波包及双树复小波(Dual-tree Complex Wavelet)分别对非平稳信号降噪处理,以信噪比为指标判断降噪效果。结果表明,构造的阈值函数消噪具有高效性。通过计算单转子局部碰摩动态响应,用双树复小波对位移响应进行特征提取。与小波及小波包相比,双树实小波近似解析性及采样插值具有互补特点,能完整提取动态响应特征,减少信息丢失。并用仿真及转子碰摩实验验证该方法的有效性。

利用神经网络规则提取方法获取转静碰摩故障诊断知识

获取易于理解的航空发动机转静碰摩故障诊断知识规则对于深刻认识碰摩故障机理、有效诊断碰摩故障具有重要意义。鉴于此,研究了一种新的基于功能性观点的神经网络(NN)规则提取方法,介绍了连续属性离散、训练样本产生、神经网络训练、示例样本产生及规则提取等关键算法,并用Iris数据对方法进行了验证。最后,通过航空发动机转子实验器获取碰摩故障样本,利用神经网络规则提取方法从故障样本中提取了碰摩故障诊断知识规则,并对其进行了验证分析,验证结果充分表明了该方法的正确有效性。

喘振载荷作用下风扇转静子碰摩研究

某风扇试验件在进入喘振后发生转静子碰摩故障,转子叶片与其上游静子叶片的尾缘发生碰摩并产生掉块、卷边等损伤。为明确故障发生的原因,结合数值仿真和试验结果排除了共振和颤振的发生。根据压力脉动数据确定了喘振载荷,并考虑在喘振作用下轴向力轻载反向、转速升高、机匣变形、静子叶片变形等因素的影响,开展了基于尺寸链的转静子叶片热态间隙分析,对叶片在喘振载荷作用下的碰摩响应进行了模拟分析。结果表明:在喘振载荷短时冲击作用下,转子叶片向后缘方向产生3.42 mm的变形,收敛型风扇通道使得径向间隙明显减小,叠加风扇转速升高、轴向力轻载反向等因素,转子叶片叶尖尾缘轴向向后的位移超出机匣涂层覆盖区域0.41 mm,导致尾缘与机匣基体的径向间隙为-0.44 mm,进而发生径向碰摩;在多次往复的大冲击载荷作用下,转子叶片向前与上游静子叶片发生轴向碰摩。合理设置机匣耐磨涂层长度和流道倾角可以有效降低喘振过程中碰摩的风险。

航空发动机转静径向碰摩位置智能识别技术研究

获取航空发动机转静碰摩位置对于诊断发动机碰摩故障和改进设计具有重要意义,基于航空发动机转子实验器的机匣振动加速度信号,研究基于拉普拉斯特征映射(Laplacian Eigenmaps,LE)结合球结构支持向量机的径向碰摩位置智能识别方法。采用拉普拉斯特征映射算法提取碰摩样本的特征信息,用网格搜索法优化拉普拉斯特征映射算法的相关参数;将特征样本输入到球结构支持向量机分类器,识别不同位置的碰摩样本;利用实测的碰摩数据对该方法进行验证,并与主成分分析法(PCA)所得特征样本分类结果进行比较,结果表明,该方法具有实用性和有效性。

基于支持向量机的航空发动机转静碰摩部位诊断规则提取

引入基于支持向量机(SVM)的数据挖掘技术,提出了基于SVM的转静碰摩部位诊断知识获取.首先,基于带机匣的航空发动机转子实验器,模拟了4个碰摩部位的碰摩实验,利用机匣4个部位的应变测试,获取了4个碰摩部位和4个测点的大量实验数据;然后提出了一种基于支持向量聚类(SVC)的诊断知识规则提取方法.在该方法中,利用SVC算法得到特征选取后样本的聚类分配矩阵,最后根据聚类分配矩阵构建超矩形规则.为使规则更加简洁,易于解释,采用规则合并、维数约简、区间延伸等方法对超矩形规则进行进一步简化.利用基于SVM的数据挖掘方法,从大量的碰摩部位实验数据中提取出了转静碰摩部位诊断的知识规则,并进行了相应解释和验证,规则识别率达到了99%以上,表明了该方法的正确有效性.

转静件碰摩状态下的叶片振动载荷和振动特性测试分析

研究转静件碰摩状态下叶片载荷测试方法,测试叶片在碰摩力的冲击与摩擦力作用下的振动特性,给出叶片和机匣受冲击力的时间载荷和频谱,证明叶片在各种碰摩力作用下不发生共振,只受弯矩作用等现象.为旋转机械转静件碰摩作用下叶片的强度分析提供依据.

转子/机匣碰摩引起的转子弯扭耦合振动

以航空发动机为研究背景,针对其转子/机匣间隙小,转速控制存在延迟,碰摩故障发生可能导致的发动机转子弯扭耦合振动的特征,建立了计及陀螺力矩的弹性支承-柔性转子-弹性静子系统的碰摩故障模型,模型中考虑了有延迟的转速控制力矩。采用延迟微分方程的数值积分方法对方程进行了数值分析。分析结果表明:碰摩作用发生时,剧烈的碰摩会导致转子的反进动,而碰摩与转速控制力矩的延迟共同作用会导致转子的扭转振动加剧,甚至可能发生扭振失稳。应当在发动机控制系统的设计中充分考虑这种转子动力学影响。同时,发动机扭振信号也可以作为转子/机匣发生碰摩的重要诊断信息之一。

考虑弯扭耦合作用的转子—挤压油膜阻尼器系统的碰摩响应特性分析

研究了支承在挤压油膜阻尼器上的Jeffcott转子系统的转静件碰摩的弯扭耦合振动特性。建立了系统运动方程 ,分析了各参数对系统响应的影响。仿真计算结果表明碰摩刚度对系统响应的影响十分明显 ,增大碰摩刚度更容易使系统响应的周期解失稳 ;不平衡参数增大 ,导致系统响应的振动幅度增大 ,系统更容易出现碰摩现象 ,进而导致系统周期解失稳 ;随着扭转刚度的增大 ,扭转角度变化幅度与快慢均发生变化 ,在刚度较低时 ,扭转角变化幅度随时间变化较慢 ;随着扭转刚度的增大 ,扭转角幅度变化明显加快 ;当扭转刚度继续增大 ,扭转角的幅度变化反而变慢。研究发现 ,系统响应具有两条通向混沌的道路 。

双转子涡扇发动机碰摩振动特征研究

针对某双转子涡扇发动机转子叶片-机匣碰摩振动问题,建立了新型叶片-机匣碰摩的力学模型。将所提出的碰摩模型应用于某型发动机转子-支承-机匣整机模型中,开展了高压涡轮转子叶片和高压涡轮机匣的碰摩仿真分析。分析结果表明:碰摩导致整机振动值较大幅度的增大,同时伴随着高压转子倍频和高低压组合频振动成分。对某发动机整机试车振动数据分析表明:其振动偏大主要是由于工作过程中转子和静子机匣的热变形不协调导致的高压涡轮转子叶片和高压涡轮机匣的碰摩引起的,主要特征表现为振动总量和高压基频振动的增大,同时伴随明显的高压2倍频振动和高低压组合频振动。仿真分析结果与发动机实测振动数据基本一致。

基于机匣应变的航空发动机碰摩故障识别

针对双转子航空发动机采用柔性机匣设计理念,提出了在进气机匣或中介机匣承力支板加装应变桥路,从机匣动应变中提取特征频率来识别发动机转静碰摩故障的一种方法。建立了简化的转子-机匣碰摩动力学模型,分析得出了双转子发动机转静碰摩特征频率,利用该特征频率准确识别出了某型发动机飞行试验中多次转静碰摩故障。理论分析和飞行试验表明:机匣应变能够灵敏的拾取转静碰摩振动信号;双转子发动机发生转静碰摩时,振动频谱中会出现mΩH ±nΩL高低压转频组合频率成分,可依据该组合频率来判断碰摩故障是否发生;振动频谱中出现mΩH ±ΩL组合频率成分并不能定位高压转子发生碰摩,同理,振动频谱中出现ΩH ±nΩL组合频率成分也不能定位低压转子发生碰摩。

航空发动机碰摩故障识别可视化技术

通过将计算机图形可视化技术引入碰摩故障识别,进行航空发动机碰摩故障识别技术研究。对航空发动机转子叶片和机匣等关键部件进行可视化建模,根据转子和机匣的振动位移,进行转静碰摩部位检测,对碰摩时产生的火花进行模拟,以直观展现碰摩故障。利用有限元碰摩故障仿真实验,进行航空发动机转静碰摩故障识别和模拟验证,结果表明了方法可以有效地识别出碰摩故障,并直观地显示出碰摩效果。

TRT机组碰摩振动原因分析

转静碰摩是旋转机机的常见故障。文章分析了高炉煤气余压发电系统即TRT机组的振动情况,应用旋转机械状态监测与故障诊断系统分析了振动产生的原因,提出了治理措施,解决了振动问题。

碰摩引发的增压级转静耦合振动特性分析方法

针对碰摩引发的增压级部件或篦齿封严结构的转静耦合振动问题,为克服当前动力学特性评估方法所存在的未计入碰摩非线性影响和参数影响规律不明晰的不足,建立增压级转静耦合动力学模型,求解振动响应并分析稳定性,并研究关键参数对稳定性的影响规律。结果表明:增压级转静子耦合振动响应有稳定、持续和失稳三种运动状态,存在主、次失稳转速区间;区间位置随转静模态频率线性变化,随节径数反比例变化,区间长度和个数随转静子阻尼的增大、碰摩力和初始扰动的减小而减小;尽快升速通过失稳转速区间有利于控制系统振幅,避免剧烈耦合振动发生;基于正负耦合共振裕度的传统方法不能合理评估耦合振动动力学行为,其只能预测主失稳转速区间位置,且结果偏小。

基于叶端定时的转子碰摩故障诊断方法

航空发动机转静碰摩不仅会影响转子的弯曲振动,还会使转子产生较明显的扭转振动,因此可通过监测扭转振动的变化情况来诊断碰摩故障。本文提出了一种基于改进叶端定时的碰摩故障诊断方法,通过监测转子扭转振动的变化进行碰摩故障的诊断预警。针对由叶片间距误差导致扭转振动测量结果不准确的问题,提出了考虑叶片加工装配和叶片振动引起间距不均匀误差的修正方法并进行了碰摩实验研究。结果表明:提出的改进叶端定时法测量结果与编码器测量结果一致,可准确反映因碰摩导致的转速波动,验证了改进方法的正确性及改进叶端定时法在碰摩故障诊断中的实用性。

支承刚度对整机耦合振动影响的定量分析

为研究支承刚度对航空发动机整机耦合振动的影响,以带机匣的航空发动机转子试验器为对象,建立了试验器的整机有限元模型。对试验器进行了整机模态试验,并利用试验结果对有限元模型进行了修正。在此基础上,分别改变前后支承刚度仿真分析了试验器前3阶模态。通过定义转静耦合因子和截面转静碰摩危险系数,定量研究了支承刚度对试验器固有频率、整机模态振型、转子静子耦合程度、压气机和涡轮截面转静碰摩危险程度的影响。结果表明,支承刚度对刚体模态振型影响较大,所定义的转静截面碰摩危险系数能够定量反映截面转静碰摩危险程度,并且支承刚度对转静耦合程度和截面转静碰摩危险程度的影响呈非线性。