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针对基于机匣测点的航空发动机不平衡故障部位识别问题,提出了基于深度卷积神经网络的航空发动机不平衡故障部位诊断方法。针对某典型双转子航空发动机,建立整机耦合动力学模型,并利用数值积分算法实现不平衡故障数值仿真;在从发动机压气机端到涡轮端的高、低压转子上选择4个不平衡故障部位作为诊断对象,通过仿真分析得到发动机典型转速下的转子不同部位不平衡故障的仿真样本;计算4个机匣测点信号的规范化频谱,通过对大量仿真数据的处理得到反映不同不平衡故障部位的故障样本集;利用仿真得到的大量不平衡故障样本,训练深度卷积神经网络,利用深度卷积神经网络的优良特征学习能力实现航空发动机不平衡故障的不同部位进行识别,数值试验结果表明该方法对航空发动机不平衡故障部位的识别准确率达到95%。 相似文献
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针对某型双座飞机4号油箱输油不正常故障,对产生输油故障的原因进行了研究分析,通过定性模拟试验查找故障产生的真正原因,并总结了排除方法。 相似文献
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在做CE102测试时,EMI接收机多次发生同样的故障,使测试不能进行.本文根据CE102的测试系统连接原理,通过模拟试验,分析了引起测试故障的原因,并给出了解决方案和测试中所注意的事项. 相似文献
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分析了某型飞机的涡喷七乙发动机加力筒体烧蚀故障情况,对故障机总体及外圈加力总管和加力简体进行了检查,并对故障机进行了台架试车及故障再现试验,确定了故障机加力简体烧蚀烧穿的直接原因是外圈加力总管严重变形,提出了预防故障的措施和建议。 相似文献
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实现高升力系统的故障保护对提高电传飞机安全性具有重要的意义.本文描述了高升力系统后缘襟翼的架构;针对不对称故障和倾斜故障的监控和和保护方式问题,分析了上述两类故障的监控和保护措施及其工作逻辑,在确定工作逻辑的阈值参数时综合考虑了检测和确认故障、襟翼动力驱动装置的制动过程以及系统机械误等因素;建立了故障保护逻辑的Simulink模型,并对不同的失效情况进行了仿真分析,仿真结果表明本文设计的故障保护措施能够很好地监控系统并防止故障蔓延,研究结果对民机高升力系统设计具有一定的借鉴意义. 相似文献
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基于双树复小波包变换和SVM的滚动轴承故障诊断方法 总被引:1,自引:4,他引:1
针对滚动轴承故障振动信号的非平稳性和现实中难以获得大量典型故障样本的情况,提出一种基于双树复小波包变换和支持向量机(SVM)的故障诊断方法.首先通过双树复小波包变换将非平稳的振动信号分解得到不同频带的分量;然后对每个分量求其能量并归一化处理;最后将从各个频带分量中提取的能量特征参数作为支持向量机的输入来识别滚动轴承的故障类型.对试验台模拟信号(包括滚动轴承的正常状态、外圈裂纹故障、内圈裂纹故障和滚动体点蚀故障)的分析表明:该方法对所测试验信号的故障识别率达到99.5%,对比传统小波包变换与SVM结合的方法,故障识别率的准确度更高. 相似文献
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针对某机燃烧室外套发生的灾难性空中爆破故障,采用应力分析,断裂机理分析及爆破时剩余板厚分析计算,不同焊接试片疲劳对比试验等,确定出了故障的根源为原设计的纵向搭接焊缝不合理,不适于在交变载荷作用下使用。参照英军标Def stan00-971上轮盘寿命评估方法,按疲劳寿命对数正态分布规律和搭接焊试片疲劳试验结果,确定了外套的帮助散度系数,并把使用多年的外套都看成试验件,评估出了现役外套的安全使用寿命和失效概率。 相似文献
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《燃气涡轮试验与研究》2014,(3):16-21
简述了某型航空发动机在地面试验时起动发电机输出轴断裂的故障现象,建立了发动机、起动发电机及其电气控制系统的数学模型。通过建模仿真分析了两个车台多次断轴的故障原因,明确指出1号车台起动电源特性恶化是断轴的主要原因;2号车台起动电源电压反馈选择不合理,使其电源特性与起动发电机、线路阻抗不匹配是断轴的主要原因。根据仿真分析结果,分别制定解决方案并付诸试验验证,原有故障得到排除,表明所建模型正确、仿真结果可信、排故措施有效。 相似文献
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针对某民用飞机飞控系统MOC8适航符合性验证,提出了一种基于飞控系统功能危险性分析(FHA)的试验验证方法。采用飞行员在环试验,在工程模拟器上模拟FHA中的故障。通过对故障现象和故障影响进行评估,进而验证飞机的设计符合MOC8相关适航要求。阐述了验证方法和验证工具,详细介绍了验证方案和验证流程,并通过验证实例表明该方法的可行性和有效性。该验证方法可为同类机型的MOC8适航符合性验证提供有效途径,具有工程实践意义。 相似文献
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根据飞机减速伞抛放系统工作原理,对减速伞抛不掉故障进行验证和试验,从原理上分析故障产生的可能原因,并提出了相应的解决措施。 相似文献
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针对某型航空发动机在地面应急放油时发生的停车故障,对该型发动机应急放油系统进行了深入的理论分析,并采用5 kHz的采样频率采集数据,进行大量的发动机台架试车和装机试车,通过微观分析,找出该型发动机停车故障的1种特殊原因.在精确分析的基础上,对应急放油系统采取改进设计,并通过试验进行了设计改进后的试车和试飞验证,在应急放油附件管接头通往加力泵接通活门管接头的内部增加φ=1.0 mm的节流嘴,使应急放油接通时主燃油喷嘴前、后压差最低值提高200~700 kPa,并且增加节流嘴后对发动机其他功能和性能无影响,从而可靠地解决了原有应急放油系统的缺陷,有效排除了某型航空发动机在地面应急放油时发生的停车故障. 相似文献
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总结、分析了国内外大、小功率电机在外场使用与厂内试验中产生的大量故障时间数据 ,并分别选取典型产品进行详细的数据分析与拟合 ,结合文献分析 ,得出电机的故障时间分布模型。 相似文献