小波降噪与快速包络谱峭度相结合的轴承组件故障诊断技术

作为飞轮重要的旋转支撑部件,轴承组件的性能对飞轮寿命有着重大影响,因此如何在早期对轴承组件进行筛选显得尤为重要。轴承组件在故障初期,其故障特征比较微弱,故障信号很容易淹没在背景噪声信号中,给轴承组件的早期故障判断和定位带来了很大的困难。本文以飞轮常用轴承组件为研究对象,基于快速包络谱峭度的振动测试方法,先通过对采集的轴承组件振动信号进行小波降噪,提高特征信号的信噪比,然后对振动信号进行全频段的峭度分析,可以对轴承组件进行早期的故障诊断并进行故障定位,得到轴承组件故障频率,为后续轴承组件故障诊断研究提供方法手段。     

飞轮用轴承组件摩擦力矩特性研究

轴承组件是飞轮中最重要和最关键的部件之一,其摩擦力矩的大小和波动量直接影响飞轮产品的性能.采用研制的摩擦力矩测试仪对轴承组件的启动摩擦力矩和低速摩擦力矩进行了测试,并进行了理论分析.试验结果表明:启动摩擦力矩较大的轴承组件在工作转速下的电流也较大,但并不成严格的比例关系;轴承组件的启动摩擦力矩随预载的增加而增加,并且在试验范围内呈线性变化趋势;随着转速的增加,轴承组件摩擦力矩的测试值存在两个极小值点,现有理论公式没有预测出该两点,相同转速下,组件处于升速时的摩擦力矩大于组件处于降速时的摩擦力矩.     

控制力矩陀螺轴承组件摩擦力矩特性研究

控制力矩陀螺轴承组件是空间飞行器姿态控制系统的核心部件,其轴承的性能直接影响着空间飞行器姿态控制系统的控制精度和使用寿命,甚至危及空间飞行器安全.对于控制力矩陀螺轴承组件,轴承摩擦力矩大小及其波动性是轴承的关键性能指标,针对空间飞行器控制力矩陀螺轴承组件,在滚动轴承摩擦学和动力学基础上,建立六自由度控制力矩陀螺轴承组件非线性动力学微分方程组,并采用预估 校正的GSTIFF(Gear stiff)变步长积分算法进行求解,对其在有/无重力的工作环境、公 自转工况、轴承预紧力以及保持架兜孔间隙对轴承摩擦力矩幅值及其波动性的影响进行分析.分析结果表明：预紧力对轴承组件摩擦力矩影响显著,预紧力过大或过小都不利于降低摩擦力矩及其波动性,对于本文分析的轴承组件最佳预紧力为50~55N;保持架稳定性受重力影响显著,无重力时自转工况下保持架较稳定;过小的兜孔间隙会使摩擦力矩增大,过大的兜孔间隙会使摩擦力矩波动性增大,存在最优兜孔间隙使得摩擦力矩及其波动性都较小,针对本文分析型号的轴承组件,间隙比应控制在0.6~0.8之间.     

挠性支承对飞轮隔振系统性能的影响分析

飞轮的高速转子在运转过程中会激发微幅多频振动,对航天器的高精度姿态稳定控制产生不利影响.本文基于飞轮隔振系统结构,建立其动力学模型,并通过实验验证该被动隔振装置的固有模态.对增加挠性支承的飞轮隔振系统的数学模型,通过仿真分析隔振装置在挠性支承条件下对飞轮扰动的抑制效果,实验测试了不同挠性支承条件对飞轮隔振系统微振动特性的影响.结果表明,隔振装置在悬臂挠性支承条件下依然具有优异的隔振性能,挠性支承刚度的适当减弱有利于飞轮隔振系统抑制扰动;挠性支承刚度会降低飞轮隔振系统的二阶结构固有振动频率,但基本不影响其涡动特性.     

飞轮扰振特性及振动控制方法

航天器高精度稳定平台要求飞轮在工作转速范围内的干扰力尽可能低,因此需要对飞轮本身固有的扰振力进行有效抑制,一般对机械飞轮采用被动振动隔离方法,而对磁悬浮飞轮采用主动振动控制方法.分别介绍机械飞轮和磁悬浮飞轮的微振动特性,分析其扰振产生的原因,阐述振动隔离以及振动控制原理,并通过测试系统对现阶段振动抑制效果进行了说明.     

一种预估反作用飞轮过零寿命的计算方法

对反作用飞轮轴承组件的边界润滑状态、疲劳寿命进行了理论分析,并对边界润滑的摩擦模型进行了一定简化,采用Archard磨损理论建立了磨损率与疲劳寿命的关系.根据边界润滑状态和弹流润滑状态的对比分析,建立了反作用飞轮在过零状态下的过零寿命的计算公式,可定量估算反作用飞轮的过零寿命.     

飞轮轴承润滑最佳油量的估算方法及实验验证

卫星姿控飞轮通常采用一对精密油润滑角接触球轴承进行旋转支撑.由于飞轮长寿命、高可靠、高精度要求和独特的空间环境,轴承采用微量油润滑.润滑油过多和不足都将导致飞轮轴承摩擦力矩增大和寿命降低,因此存在轴承润滑最佳油量.基于弹流润滑理论,提出了飞轮轴承润滑最佳油量的理论计算方法,并通过球-盘摩擦副进行实验验证.实验结果验证了飞轮轴承润滑最佳油量理论计算方法的有效性.     

飞轮振动频谱特征的初步理论分析和验证

飞轮振动是影响卫星姿态控制精度的重要因素。通过理论分析的方法初步分析了飞轮振动频谱的基本组成特征,其中包括滚动轴承的振动特性。理论分析表明,飞轮径向振动频谱中主要包括飞轮旋转频率成分及其高次倍频成分。最后利用振动测量实验数据验证理论分析结果的合理性和准确性。     

磁悬浮飞轮微振动特性及其主动振动控制方法研究

为了进一步减小磁悬浮飞轮的振动力和力矩,建立并分析了一种特殊结构的磁悬浮飞轮的微振动模型,并利用微振动测量平台、数据采集分析硬件和软件,通过试验测量了磁悬浮飞轮6个自由度的振动力和力矩.分析其时域特性和频域特性,其振动特性图(瀑布图)显示了径向两个平动方向X和Y的振动力主要是同频分量、倍频分量以及模态量,其中同频分量较为明显.利用开闭环自适应陷波,分别对X、Y两个方向的振动力进行主动振动控制,取得了较好的控制效果,使得两个方向的振动力的同频量显著下降.     

基于振动参数聚类融合的空间轴承故障辨识方法研究#br#

轴承是飞轮和控制力矩陀螺(CMG)等空间惯性执行机构的核心部件,其健康状态直接影响整机性能和使用寿命.当前,由于轻载轴承在正常运转时也可能产生类似于微弱故障特征的现象,导致单一故障特征参数难以辨识正常和微弱故障状态.针对这一问题,本文提出了一种基于振动参数聚类融合的轴承微弱故障辨识方法.首先,通过轴承振动实验获得数据;然后,基于特征频率比值等方法对振动信号进行特征参数的提取;在此基础上,利用K Medoids算法对正常样本进行聚类,并根据3σ法则构建正常运转的安全边界;最后,计算不同轴承故障数据的超限概率,根据概率大小进行故障状态的识别.结果表明,该方法对轴承正常和微弱故障的辨识是可行和有效的.     

球铰接杆式支撑臂斜拉索组件的参数影响分析

文章分析了斜拉索倾角对支撑臂剪切刚度和扭转刚度的影响,给出了一定横杆长度下斜拉索倾角的最佳取值范围。以支撑臂杆件不发生屈曲失效和支撑臂在最大负载下不发生坍塌为准则,给出了斜拉索预张力的上下限。〖JP2〗基于Hertz接触理论,推导了斜拉索预张力与球铰副接触刚度的关系,将关系式引入支撑臂单元段的有限元模型中,进行了模态分析,给出了斜拉索预张力对单元段一阶弯曲频率的影响曲线。分析结果表明,单元段一阶频率先随着斜拉索预张力的增加而增加,但当预张力超过一定值后,预张力的增加反而会使一阶频率降低;得到了斜拉索预张力优选范围。推导了锁定装置解锁力与支撑臂收拢时所需外力矩的关系,利用ADAMS软件对展开/收拢过程的扭矩进行了仿真,〖JP〗对支撑臂单元段展开/收拢过程中所需力矩进行了试验测试,试验结果表明,力矩的理论计算及仿真与试验结果基本吻合,误差在3%以内,证明了理论计算与仿真的正确性。研究结果为球铰接杆式支撑臂中斜拉索组件设计提供了理论依据。     

电液伺服阀衔铁组件综合性能检测及应用

从电液伺服阀及衔铁组件的工作原理出发,详细阐述了衔铁组件运动机理,通过公式推演为衔铁组件综合性能检测提供了一种有效的实现方法,即以外部力加载及位移加载的方式模拟衔铁组件实际工作过程中受到的力和位移大小。通过研制衔铁组件综合性能检测装置,获得了衔铁组件综合性能参数,并利用其进行不同衔铁组件对比试验,试验结果表明衔铁组件综合性能参数的有效控制可为伺服阀啸叫振动抑制提供了新途径。     

航空发动机承力结构隔振设计方法及试验

基于先进航空发动机承力框架的结构与力学特征,通过理论分析与仿真计算验证了高隔振性承力框架结构动力学设计方法。通过对承力结构刚度/质量分布及几何构形突变的优化设计,提高转子支承结构在宽频域内的机械阻抗,实现在转子工作转速范围内的高隔振性。根据承力结构刚度/质量分布对隔振性的影响,采用折返式非连续结构,设计并搭建了转子-承力框架试验系统,通过试验进一步验证了高隔振性承力框架设计方法。试验结果表明:在承力结构中采用非连续性设计可在宽频域内对不同位置支点处激励具有良好的隔振效果。      

球铰接杆式支撑臂构型参数分析

论述了球铰接杆式支撑臂的组成和主要构型参数。利用有限元分析软件建立了球铰接杆式支撑臂有限元模型,进行了模态分析并与试验结果进行了对比,验证了模型的正确性;分析了单元段跨距、套筒半径、横向框架边数和斜拉索预紧力对支撑臂性能的影响。结果表明单元段跨距的增加有利于支撑臂总体性能的提升,而套筒半径和横向框架边数的增加能提高支撑臂刚度但同时增加了系统总质量。斜拉索预紧力应从最小允许预紧力和球铰取得最大刚度值时对应的预紧力中选取较大值。分析结果为支撑臂的工程设计提供了依据。     

液体火箭发动机试验脉动压力数据分析方法研究

针对液体火箭发动机试验脉动压力数据的特点,对脉动压力数据和相关振动测点数据进行快速傅里叶变换（FFT）,频谱分析的结果能够有效判断发动机不稳定燃烧的声振类型。采用小波变换奇异点检测的方法,对启动段和关机段波动异常的脉动压力数据进行分析,结合相关振动测点的频谱信息能够在时域内准确定位奇异点位置,提取频域内的信息,有效判断推进剂燃烧情况和声振类型。分析结果表明上述方法在火箭发动机和组合件试验的脉动压力数据分析中具有重要的推广意义。     

复杂转子系统支点动载荷模型及其优化设计

针对高推重比涡扇发动机中带中介轴承复杂转子系统的支点动载荷振动响应及优化设计问题,建立了转子系统支点动载荷力学模型,研究在不同转速下,不平衡量、转子弯曲变形及轮盘惯性载荷等因素对支点动载荷的影响。计算分析了双转子系统支点动载荷随转速变化规律,揭示了高速双转子系统中介支点动载荷与转子弯曲变形及轮盘惯性载荷的关系,并提出了基于转子弯曲变形弹性线斜率控制的双转子系统支点振动响应优化设计方法。结果表明,通过优化高压涡轮后轴颈结构、调整低压涡轮后支点靠近中介支点,可以有效减小中介支点动载荷的大小和不平衡量对其影响的敏感度,为具有中介支点的复杂转子系统支点振动响应优化设计提供了理论方法。      

基于非正交干涉矩阵的飞机装配序列规划方法

针对飞机装配中外形曲面特征多、装配关系复杂、连接方式多样等带来的装配工艺设计问题,提出了一种基于非正交干涉矩阵的飞机部件装配序列规划方法.通过分析被装配零件的结构特点,增加非正交的装配坐标方向,构建了非正交干涉矩阵;给出了装配可行性的推导方法,实现了装配序列的自动生成.并以装配时间为目标函数,采用遗传算法对装配序列进行了优化.基于MATLAB仿真平台,对某型号飞机舱门装配过程进行了模拟.仿真结果表明,该方法简单易行.与传统的基于正交干涉矩阵的方法相比,对于可装配性和装配效率都有显著提高.     

适配器支撑飞行器/发射箱组合几何特性研究

基于先进的适配器支撑箱式发射技术,讨论了飞行器/适配器/发射箱一体化组合的几何特性,利用二维平面组合装配的数学模型,分析了飞行器、适配器、发射箱的相关形位和尺寸公差对间隙的影响,基于飞行器与发射箱组合基本公差配合特性,对三维几何模型进行了相应的参数设计.利用仿真分析系统分析干扰对间隙和通过性的影响,仿真结果表明可以作为为设计、装配和调整提供必要的理论依据.