ICA在航空发动机振动信号盲源分离中的应用

研究了基于独立分量分析(independent component analysis,简称ICA)的发动机振动信号盲源分离技术,旨在将发动机振动信号按照不同的激振源进行分离。首先阐述了基于最大信噪比的盲源分离算法原理,通过对仿真信号进行分离,判断了分离输出信号与仿真信号的一致性,验证了该算法的可行性;然后将该算法与FFT分离法相结合,应用于某型双转子航空发动机高、低压转子实测振动信号盲源分离中,取得了很好的分离效果,表明应用ICA技术建立的基于最大信噪比的盲源分离算法具有迭代次数少、计算复杂度低、效果好及稳定等优点。

基于支持向量机的转子振动故障融合诊断技术

针对某些大型复杂旋转机械振动信号特征提取和故障样本获取难的问题,提出了一种基于小波包特征谱熵支持向量机(SVM)的转子振动故障融合诊断方法.通过转子实验台模拟了转子振动的4种典型故障,并采集其振动故障数据.用小波包对振动故障信号进行分解,提取故障信息含量大的频带并计算出其小波特征谱熵作为故障特征,建立故障诊断模型.通过对故障类别的区分和故障严重程度的判断,验证了该方法在解决转子振动故障信号的特征提取及小样本情况下的故障诊断问题等方面是有效的.

法向接触刚度对装配体振动模态影响的研究

在对装配体进行模态分析时,装配体接触面间的法向接触刚度对计算结果具有很大影响,但在实际中由于处理困难却往往被忽略。基于有限元建模方法分析了装配体接触面法向接触刚度对装配体振动模态的影响。首先,根据接触力学理论推导了法向接触刚度与接触表面粗糙度和接触应力之间的关系;然后,探讨了通过改变层单元弹性模量来模拟法向接触刚度的有限元建模方法;最后,通过算例分析了考虑与不考虑接触刚度时振动模态的差异。研究结果表明,考虑法向接触刚度的有限元等效模型计算结果与解析解非常接近,不考虑接触刚度的整体模型计算结果与解析解相差较大,一般超过了10%以上,且频率越低差异越大,另外振型也有明显差异。建立的有限元模型可用于研究法向接触刚度对装配体振动模态的影响。

随机声载荷作用下的复杂薄壁结构Von Mises应力概率分布研究

随机声载荷作用下的某些复杂薄壁结构的振动疲劳属于多轴疲劳,Von Mises应力准则是多轴疲劳损伤分析的一条有效途径。通过对有限带宽高斯白噪声载荷作用下结构Von Mises应力概率分布研究,分析提出Von Mises应力服从双参数Weibull分布或Lognormal分布,并且给出了估算这两种概率分布参数的方法,进而得到了Von Mises,应力峰值概率密度函数,从而为结构的疲劳损伤寿命估算提供依据。在工程应用中采用耦合的有限元和边界元方法计算了某型航空发动机燃烧室火焰筒薄壁结构在随机声载荷作用下的振动应力响应功率谱密度,着重分析了Von Mises应力响应的概率分布特征,并对分析结果采用Kolmogorov-Smirnov(K-S)检验进行了比较验证。

不同吹风比下双出口孔射流气膜冷却数值模拟计算

为了获得吹风比对新型气膜冷却孔冷却效率的影响规律,利用Fluent软件求解Navier-Stokes方程,对吹风比分别为0.5、1.0、1.5和2.0时单入口-双出口孔射流冷却效率进行了数值模拟计算,得到了不同吹风比下的流场和冷却效率.结果表明:吹风比对冷却效率有很大影响;随着吹风比的提高,不同次孔方位角下的冷却效率变化规律也不相同;当次孔方位角γ=30°时,吹风比为1.0时的冷却效率最高;当γ=45°时,冷却效率随着吹风比提高而提高;当γ=60°时,冷却效率随着吹风比提高而降低;在研究高吹风比对气膜冷却效率的影响时,γ=45°最佳.

基于联合概率密度的随机声疲劳寿命估算方法

针对燃烧室火焰筒结构随机声疲劳问题,根据有限带宽高斯白噪声载荷作用下结构振动响应功率谱密度得到雨流循环均值-幅值条件概率的计算式,结合雨流循环幅值概率密度Dirlik经验公式推导出雨流循环均值-幅值联合概率密度函数,克服了在疲劳寿命估算中只考虑幅值、忽略雨流循环均值影响的局限性。根据Miner线性累积损伤理论,运用获得的联合概率密度函数建立声疲劳寿命的估算方法。以某型航空发动机燃烧室火焰筒结构为例,利用耦合的有限元和边界元方法进行振动响应计算分析。基于应力响应结果,运用提出的方法对火焰筒结构进行疲劳寿命估算,并分析不同声压级的声载荷对火焰筒结构疲劳寿命的影响。研究表明,该方法对航空薄壁结构声疲劳寿命分析具有适用性。

基于雨流计数法和功率谱密度法的随机声疲劳应用研究

针对燃烧室火焰筒结构中的声疲劳问题,研究了2种用于随机声载荷下结构疲劳寿命预估的有效方法。雨流计数法实时计数模型计数简单,直接对载荷时间历程进行计数,克服了以往计数模型的局限性;基于iMner线性理论,提出了基于功率谱密度法的随机声疲劳寿命预估方法,并建立了疲劳寿命预估模型。对某型航空发动机燃烧室火焰筒结构进行了疲劳寿命估算,结果表明2种方法对航空薄壁结构随机疲劳寿命分析具有实用性。

基于局部应力应变场强法的结构声疲劳寿命估算

针对带有缺口薄壁结构的声疲劳寿命估算问题,研究了基于局部应力应变场强的缺口结构随机疲劳寿命估算方法。该方法能同时考虑局部应力应变梯度和多轴应力应变对疲劳损伤的影响。以薄壁开孔柱壳结构为对象,在声激振响应分析基础上,计算出孔边局部位置处的应变场强谱,并估算出疲劳寿命。对比分析表明,该方法对带有缺口薄壁结构声疲劳寿命估算具有可行性。

激光切割样板时尖角烧蚀问题的解决方法

激光切割以其切割范围广、速度高、切缝窄、热影响区小、加工柔性好等优点而广泛应用于各种加工领域,是激光加工中发展最为成熟的一种技术。数控激光切割已经成为飞机样板加工的主要方法,但采用通常的切割手段经常会出现样板尖角处烧蚀而报废的问题,造成了材料及工时的浪费。在深入分析尖角烧蚀原因的基础上,在不改变激光参数的前提下提出了外引圆弧等调整走刀路径的解决方法,经过实践验证了方法的有效性,对高精度要求的平板零件的激光切割工艺具有重要的借鉴作用。