基于ELMD与改进SMSVM的机械故障诊断方法

机械振动信号携带大量重要的机械状态信息,然而机械故障振动信号在复杂工作状态下通常呈现非平稳、非线性特性。因此,从振动信号抽取和选择有效的机械故障特征、提高故障识别性能,成为机械故障诊断研究的热点。针对上述问题,本文提出了基于集成局部均值分解(Ensemble local means decomposition,ELMD)与改进的稀疏多尺度支持向量机(Sparse multiscale support vector machine,SMSVM)的机械故障诊断方法。该方法首先使用自适应非线性、非平稳信号处理方法 ELMD把多模态调制故障信号分解成为多个单模态解调信号,有效地增强了故障特征。把压缩感知和多尺度分析技术融合于故障模式分类中,提出改进SMSVM旋转机械故障识别方法,提高多类机械微弱故障数据模式识别性能。该方法融合稀疏表示、多尺度分析和SVM的优点,无需求解复杂的优化问题,易于推广至更多尺度SVM,具有计算量少、泛化性与鲁棒性好、物理意义明显等优点。人工数据和实验设备数据验证了本文算法的优越性。     

压气机内部噪声特征与转子叶片声固耦合机理分析

航空发动机压气机转子叶片故障多由机械激励和气动激励造成,而高强声波对转子叶片的激振因素不容忽视。通过开展某型涡扇发动机压气机内部噪声测试试验,研究压气机转子叶片振动机理及其与噪声信号的对应关系。阐述了压气机内部旋转不稳定性非定常压力波作用机制,提出了基于刚性壁声波导管技术的导出式噪声测量方法,完成了某型涡扇发动机压气机内部噪声信号测试,对噪声信号进行了频谱分析和声传播特性分析。研究结果表明,某型涡扇发动机压气机内部噪声信号频谱呈现高峰值纯音分量1 402 Hz,并且该纯音分量与转子叶片通过频率呈现特定的频率组合关系。该纯音分量的噪声源在压气机内部沿发动机顺航向方向从后向前传播。利用旋转不稳定性理论,将声源频率在不同坐标系下进行转换,当噪声源周向模态数为13时,该纯音分量可调制出与高压一级转子叶片一阶振动频率相对应的激振频率。     

管式减涡器压力损失特性数值研究

数值研究不同的减涡管长度、鼓筒孔周向位置及鼓筒孔结构对管式减涡器系统减阻性能的影响。结果表明,特定工况下存在最优管长使得系统进出口总压比最小,不同管长减涡管系统的主要压力损失来自于不同部分。其中,减涡管较短时压力损失主要来自于减涡管入口处,减涡管较长时压力损失来自于管内摩擦损失。鼓筒孔周向位置对盘腔内气流流动特性的影响较小,对总压比的影响可以忽略。鼓筒孔结构对减阻效果的影响较大。在所研究的三种鼓筒孔结构中,鼓筒孔开孔在周向上越长其总压比越小,鼓筒孔变为贯通缝时最优管长减小。     

轴流压气机中旋转失速的研究

提出了一种可预测各类进口非均匀性影响的压缩系统动态失速的理论模型。并重点分析了旋转失速发展过程中“失速前奏波”的特性以及进口总压畸变的影响等。分析结果表明;小幅值的“失速前奏波”阶段可持续４０至１００个转子旋转周期,而且阀门关闭的终止位置、进气畸变等对其有较大的影响。与已有实验数据的比较表明该模型是正确可靠的。     

基于重组信号混沌特性的离心式压气机流场诊断方法

为了快速、准确地对离心式压气机内复杂三维流场的稳定性进行非接触式诊断,提出了一种可以识别和预判离心式压气机内可能出现的旋转失速或喘振等严重非稳定流动结构的新方法.通过从叶轮出口处盖板侧壁压信号映射的递归图中提取出合适的混沌特性量化指标来实现流场诊断,并利用周向相邻测点信号的预先重组进一步改进了该诊断方法.使用已公开发布...     

绕飞慢自旋小天体的航天器运动分析

针对可以用三轴椭球体近似建模的小天体,给出了非球形引力势函数,建立了航天器绕飞小天体的轨道动力学方程。利用Jacobi积分常数绘制了探测器在小天体周围的零速度曲线,并分析了探测器的可能运动区域,给出了航天器不碰撞小天体的边界条件。针对绕飞慢自旋小天体的情况,基于平均轨道根数的近似解分析了小天体扁率和椭率的摄动影响,并给出了几条冻结轨道及其稳定条件。     

高位垂直进气径向出流旋转盘腔换热的实验研究

用实验的方法对高位垂直进气转静系旋转盘附近冷气换热特性的基础数据进行补充和拓展研究,建立了高速旋转换热实验台,并运用遥测技术采集温度信号,得到了转盘表面温度、局部努赛尔特数的分布及平均努赛尔特数,主要结论为:(1)转盘表面温度呈外高内低分布.(2)转盘表面的局部努赛尔特数在r＜0.4b的区域基本不变,r＞0.4b的区域里,局部努赛尔特数随半径的增加而迅速增大.(3)其它条件不变时,随流量系数的提高,平均努赛尔特数大幅度上升.     

连续旋转爆轰燃烧室的性能

利用二维可压缩欧拉方程数值研究了当量氢气/空气在连续旋转爆轰燃烧室(CRDC)中的流场情况,主要考查了不同CRDC周向尺寸下燃料入流总压对增压比、燃烧效率、容积热负荷及其NOx排放等性能的影响.结果表明:当CRDC周向尺寸为150mm时,随着燃料入流总压的提高,增压比基本保持不变,燃烧效率和容积热负荷均呈线性增长;当CRDC周向尺寸为250mm时,随燃料入流总压的提高,爆轰波头数加倍,容积热负荷仍呈线性增长,但是增压比及燃烧效率均出现转折性下降.与传统的等压燃烧室相比,CRDC具有更高的性能.当计算域为250mm×40mm时,增压比高达2.706,大大提高了燃气的做功能力;容积热负荷达到2.18×1010W/m3;而NOx排放质量浓度为0.692mg/m3,保证了低排放的要求.      

含碰摩故障的转子-盘片-机匣系统动力学特性分析

以转子-盘片-机匣耦合系统为研究对象,基于ANSYS有限元软件建立有限元模型,通过实验测试得到的固有频率验证了模型的有效性;采用点点接触来模拟叶片和机匣之间的碰摩故障,并通过测试的响应数据,进一步验证了所采用模型的正确性和可行性.最后,仿真分析了定转速情况下不同侵入量、定侵入量和定间隙下不同转速对系统动力学响应的影响.研究结果表明:叶尖碰摩主要激发高倍频成分,且在系统俯仰刚体模态频率附近会出现倍频幅值放大现象;定侵入量条件下,高转速碰摩情况时系统的频率成分减少,系统的法向碰摩力也随着转速的增大而变化;定间隙条件下,在高转速碰摩情况时倍频幅值会超过转频,在一次连续碰摩过程中会出现多次碰撞反弹现象.      

扭曲尾翼飞行器滚转特性

为满足飞行器速度与转速匹配的要求,提出一种对斜置平板尾翼改进得到的扭曲尾翼.根据扭曲尾翼为飞行器提供滚转力矩的特性,在斜置平板尾翼模型的基础上,引入扭曲率与平均攻角来表示扭曲尾翼的几何特征,基于修正型的叶素理论建立四自由度刚体方程描述飞行器运动规律,并与数值仿真方法求解的平衡转速进行对比.计算结果表明:增大扭曲尾翼平均攻角、增加扭曲尾翼的扭曲率、减小翼展长度均能提高飞行器的转速,增加扭曲尾翼的根梢比对飞行器的平衡转速提升不大;在扭曲尾翼平均攻角不变的条件下,飞行器的平衡转速与扭曲率成线性关系.