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考虑叶片几何非线性的压电分流阻尼薄板动力学建模
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作者 刘丰 徐昆鹏 +2 位作者 张宇 张辉 孙伟 《中南大学学报(自然科学版)》 北大核心 2026年第2期603-612,共10页
为了揭示压电分流阻尼与薄板几何非线性的机电耦合机制,本文提出了一种半解析动力学建模方法。首先,基于经典薄板理论和von Kármán大变形理论,建立了贴敷压电分流阻尼片的悬臂薄板非线性动力学方程;其次,通过假设模态法,将分... 为了揭示压电分流阻尼与薄板几何非线性的机电耦合机制,本文提出了一种半解析动力学建模方法。首先,基于经典薄板理论和von Kármán大变形理论,建立了贴敷压电分流阻尼片的悬臂薄板非线性动力学方程;其次,通过假设模态法,将分流电路等效为频率依赖性黏弹性阻尼,并将其以复刚度形式耦合至系统;第三,采用改进的Newmark-β法求解非线性方程,结合快速傅里叶变换提取频域响应特性;最后,通过实验对比开路与闭路状态下的振动响应,验证模型准确性。研究结果表明:与实验结果相比,模型预测的前四阶固有频率的平均相对误差为1.85%;开路状态下的振动响应平均相对误差为6.63%,闭路状态下的振动响应平均相对误差为11.68%;压电分流阻尼在低激励下减振效果显著,但随激励增大而效果减弱,非线性效应的影响不可忽视。所提出的半解析模型能够有效表征几何非线性与压电分流的耦合效应,验证了其在叶片减振设计中的适用性。 展开更多
关键词 几何非线性 压电分流阻尼 叶片 半解析建模 动力学
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风扇叶片-柔性机匣碰摩动力学模型及应用
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作者 肖贾光毅 肖志成 +2 位作者 唐旭 张煜坤 郭舒宇 《上海交通大学学报》 北大核心 2026年第3期499-510,共12页
为支撑航空发动机关于CCAR 33.63条款的适航取证,识别潜在的叶片-机匣碰摩耦合振动危险工况,建立了基于三维接触动力学的风扇叶片-柔性机匣碰摩动力学计算模型:通过模态缩减,降低计算模型规模;利用三次B样条曲面拟合机匣内表面,提升离... 为支撑航空发动机关于CCAR 33.63条款的适航取证,识别潜在的叶片-机匣碰摩耦合振动危险工况,建立了基于三维接触动力学的风扇叶片-柔性机匣碰摩动力学计算模型:通过模态缩减,降低计算模型规模;利用三次B样条曲面拟合机匣内表面,提升离散精度;采用双线性弹塑性模型描述可磨涂层碰摩力学特性;基于涂层磨损深度、叶片厚度和单元形函数计算叶片与机匣间的碰摩接触力.基于本模型,研究了风扇叶片与柔性机匣的碰摩响应特性.结果显示,叶片阻尼是影响碰摩振动响应的关键因素:对于阻尼较小风扇叶片碰摩,存在机匣多节径模态行波振动导致的叶片-机匣耦合振动,碰摩过程中接触强度变化引起的叶片与机匣动力学特性的改变是造成该类耦合振动产生的原因.所建立的动力学模型为叶片-机匣碰摩耦合振动的识别与评估提供了一种新思路. 展开更多
关键词 风扇叶片 柔性机匣 碰摩 动力学模型 振动特性
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基于罩量调整技术对透平叶片强度优化研究
3
作者 罗莉 何磊 《燃气轮机技术》 2026年第1期29-34,共6页
以某燃气轮机透平叶片为研究对象,基于罩量调整理论公式计算合弯矩最小时的调整目标,建立三维叶片-轮盘装配体的有限元模型,采用不同罩量分布规律,应用网格变形技术调整有限元模型,开展透平叶片的静力分析。结果表明,采用直线罩量调整... 以某燃气轮机透平叶片为研究对象,基于罩量调整理论公式计算合弯矩最小时的调整目标,建立三维叶片-轮盘装配体的有限元模型,采用不同罩量分布规律,应用网格变形技术调整有限元模型,开展透平叶片的静力分析。结果表明,采用直线罩量调整后叶身最大等效应力较调整前下降14.8%,而采用分段型罩量调整后应力较调整前下降17.8%,考核截面应力分布更为均匀,分段型罩量调整使叶高方向应力差可减小到2%。通过对叶片安装角和榫头局部尺寸调整,可使叶片榫头应力下降满足强度设计要求。同时进行该叶片网格尺寸变化,从0.5 mm到1 mm,应力变化小于0.4%,该叶片分析结论具有网格无关性。对比带温度场载荷和不带温度场载荷仿真分析,温度场基本不改变罩量调整的应力变化趋势。对于复杂的透平叶片通过罩量调整理论研究、网格变形技术、有限元技术,实现叶片优化设计,从而提高叶片设计效率。 展开更多
关键词 透平叶片 罩量 网格 应力 叶身
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某型飞机液压柱塞泵轴承剥落故障分析
4
作者 张思佳 管博文 《机械工程师》 2026年第1期149-153,共5页
某型飞机定检时发现,液压柱塞泵壳体回油滤存在肉眼可见的金属屑杂质,经分解检查主轴轴承有6个滚柱有材料缺失。对送检轴承进行外观痕迹检查,对滚子损伤形貌进行观察,对轴承相关尺寸、滚子组织、硬度进行检测,结果显示滚子的心部组织正... 某型飞机定检时发现,液压柱塞泵壳体回油滤存在肉眼可见的金属屑杂质,经分解检查主轴轴承有6个滚柱有材料缺失。对送检轴承进行外观痕迹检查,对滚子损伤形貌进行观察,对轴承相关尺寸、滚子组织、硬度进行检测,结果显示滚子的心部组织正常,表面未见磨削烧伤,未见异常等级碳化物,其疲劳剥落与材质无关。轴承承受径向载荷和轴向载荷作用,工作区载荷分布不均导致滚子轴承局部接触应力升高,是该轴承早期疲劳剥落的原因之一,滚子表面存在早期损伤导致接触疲劳的可能性无法排除。 展开更多
关键词 柱塞泵轴承 损伤检测 疲劳剥落 接触应力
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缘板阻尼器正压力加载方法及摩擦减振特性实验研究
5
作者 徐鲁兵 廖明夫 +4 位作者 李维 蒋康河 孙华军 张声涛 周加喜 《动力学与控制学报》 2026年第2期37-44,共8页
涡轮叶片由于其工作环境的严峻性和复杂性,常常会在大幅值振动下产生疲劳失效和故障断裂.为了降低涡轮叶片的疲劳失效风险,通常利用缘板阻尼器等措施来抑制叶片振动.然而,在缘板阻尼器减振实验中,大多采用砝码和钢丝模拟加载正压力,无... 涡轮叶片由于其工作环境的严峻性和复杂性,常常会在大幅值振动下产生疲劳失效和故障断裂.为了降低涡轮叶片的疲劳失效风险,通常利用缘板阻尼器等措施来抑制叶片振动.然而,在缘板阻尼器减振实验中,大多采用砝码和钢丝模拟加载正压力,无法定量地精确加载正压力.针对这一缺陷,本文设计了一种缘板阻尼器的精准加载方法,并开展了叶片缘板阻尼减振效果的实验研究,探讨了正压力、激励幅值、摩擦面积比等参数对阻尼器摩擦减振特性的影响规律.最后,利用MATLAB-Python-ABAQUS联合仿真方法,分析了缘板阻尼器的减振效果,验证了本文所提实验方法的有效性. 展开更多
关键词 涡轮叶片 缘板阻尼器 精准加载方法 减振
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基于反共振的整体叶盘失谐识别 被引量:1
6
作者 范雨 李合霂 +2 位作者 李安略 王文君 吴亚光 《航空动力学报》 北大核心 2025年第4期11-23,共13页
整体叶盘受失谐影响会产生响应放大现象导致高周疲劳损伤。为了准确预测失谐叶盘的动力学特性,需要对失谐模式精准识别。提出了一种基于叶盘反共振特性的失谐识别方法,为失谐识别问题提供了一种解决方案。该方法通过测量叶盘反共振峰频... 整体叶盘受失谐影响会产生响应放大现象导致高周疲劳损伤。为了准确预测失谐叶盘的动力学特性,需要对失谐模式精准识别。提出了一种基于叶盘反共振特性的失谐识别方法,为失谐识别问题提供了一种解决方案。该方法通过测量叶盘反共振峰频率进而获取叶片的失谐量,反共振峰表征叶片悬臂频率,与主体结构无关,受扇区间耦合的影响小,理论识别精度高。该方法重点探究了测点、激励点位置变化对反共振峰频率的影响规律。在识别难度较大的平板叶盘上进行了识别机理仿真与实验验证,仿真中相较现有识别方法误差降低了37.48%。将该方法应用于一真实叶盘模型,识别所得模量失谐模式与真实值基本一致。 展开更多
关键词 整体叶盘 失谐识别 反共振 动力吸振器 盘片耦合
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空心风扇叶片抗近真实鸟体冲击响应特性研究
7
作者 张昕喆 余彬 +2 位作者 李邦旭 王宪 李国举 《应用力学学报》 北大核心 2026年第1期58-67,共10页
航空发动机宽弦空心风扇叶片在高速旋转时容易产生明显的振动问题,且在运行阶段受到鸟体冲击时面临着更高的结构损伤风险。本研究基于鸟体姿态图片提出了真实鸟体结构模型构建方法,并构建了某航空发动机的两层空腔风扇叶片模型,采用流... 航空发动机宽弦空心风扇叶片在高速旋转时容易产生明显的振动问题,且在运行阶段受到鸟体冲击时面临着更高的结构损伤风险。本研究基于鸟体姿态图片提出了真实鸟体结构模型构建方法,并构建了某航空发动机的两层空腔风扇叶片模型,采用流固耦合方法对叶片振动特性与抗真实鸟体冲击响应进行了研究。并通过鸟撞平板实验验证了所提出的近真实鸟体的有效性,对比传统简化鸟体可以更加真实有效地反映鸟撞载荷。结果表明:通过Campbell图的叶片共振裕度分析,确定了叶片合理的转速区间为2900~3800 r/min;真实形状鸟体以100 m/s正面撞击转速为3344 r/min风扇叶片时,2号、3号和4号叶片轴向形变量较大,最大值达到了78.3 mm;在切割鸟体过程中,应力集中首先在叶片前缘位置处出现,达到2000 MPa,随后扩散至整个叶片。研究结果可为风扇叶片的抗鸟撞设计和优化提供依据。 展开更多
关键词 空心风扇叶片 振动特性 真实形状鸟体 冲击响应 流固耦合
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鼠笼弹支挤压油膜阻尼器的冲击动力学仿真与试验研究
8
作者 王晓伟 田泽辉 +3 位作者 邓旺群 聂卫健 刘文魁 张广辉 《汽轮机技术》 北大核心 2025年第2期113-118,共6页
提出了一种冲击载荷作用下鼠笼弹支挤压油膜阻尼器的动力学建模方法,并进行了冲击仿真和冲击试验研究。该方法基于短轴承理论和有限元方法,考虑冲击载荷,构建鼠笼弹支挤压油膜阻尼器的冲击动力学模型。分别考虑阻尼器供油、不供油以及... 提出了一种冲击载荷作用下鼠笼弹支挤压油膜阻尼器的动力学建模方法,并进行了冲击仿真和冲击试验研究。该方法基于短轴承理论和有限元方法,考虑冲击载荷,构建鼠笼弹支挤压油膜阻尼器的冲击动力学模型。分别考虑阻尼器供油、不供油以及冲击载荷脉宽影响,采用时域方法进行冲击动力学仿真计算。进一步设计了鼠笼弹支挤压油膜阻尼器冲击试验台,采用电动激振器模拟三角波进行冲击试验,分别在阻尼器供油、不供油以及不同冲击载荷脉宽条件下开展了冲击试验。结果表明,冲击仿真与冲击试验的最大响应变化规律一致、误差小于15%,验证了鼠笼弹支挤压油膜阻尼器冲击动力学建模方法的有效性;同时发现阻尼器在冲击过程能起到降低最大冲击响应约30%的效果,为冲击载荷下航空发动机、燃气轮机等旋转机械的鼠笼弹支挤压油膜阻尼器的抗冲击设计提供参考。 展开更多
关键词 鼠笼 挤压油膜阻尼器 冲击动力学 冲击试验
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发动机管路固有振动特性调整的卡箍安装位置优化设计 被引量:1
9
作者 孙圣哲 孙中翰 +2 位作者 董泽光 石岩 张旭方 《推进技术》 北大核心 2025年第4期312-324,共13页
以一阶固有频率最大化为目标、以卡箍安装管段序号(整数变量)与安装位置坐标(连续变量)为设计变量,建立了发动机管路固有振动特性调整的卡箍安装位置优化的混合整数非线性规划(Mixed Integer Nonlinear Programming,MINLP)模型,结合L型... 以一阶固有频率最大化为目标、以卡箍安装管段序号(整数变量)与安装位置坐标(连续变量)为设计变量,建立了发动机管路固有振动特性调整的卡箍安装位置优化的混合整数非线性规划(Mixed Integer Nonlinear Programming,MINLP)模型,结合L型和Z型管路固有振动特性预测的Kriging代理模型和全局高效优化方法(Efficient Global Optimization,EGO)获得了管路卡箍安装位置优化设计结果。计算结果表明:基于代理模型与EGO方法的卡箍安装位置优化方法的模型重分析次数约为传统遗传算法的16.9%和1.8%,优化时长较遗传算法分别缩短80.63%和97.62%;卡箍安装位置优化前后的管路一阶固有频率分别提升132%和145%,能够获得卡箍安装位置混合整数非线性规划问题最优解,为发动机管路固有振动特性调整和卡箍安装位置优化提供参考。 展开更多
关键词 发动机管路 卡箍安装位置优化 混合整数非线性规划 固有振动特性 Kriging代理模型 全局高效优化方法
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变转速动力涡轮转子模拟系统设计及试验 被引量:1
10
作者 张羽薇 王四季 +2 位作者 张晋琪 王虎 廖明夫 《航空动力学报》 北大核心 2025年第1期326-338,共13页
针对变转速涡轮转子工况复杂、振动突出的问题,建立变转速动力涡轮转子支承布局和挤压油膜阻尼器优化设计技术。基于结构相近、动力学相似的理论,设计搭建了模拟某型发动机的转子试验系统,实现对优化设计方案下的临界转速分布、振型模... 针对变转速涡轮转子工况复杂、振动突出的问题,建立变转速动力涡轮转子支承布局和挤压油膜阻尼器优化设计技术。基于结构相近、动力学相似的理论,设计搭建了模拟某型发动机的转子试验系统,实现对优化设计方案下的临界转速分布、振型模态与转子振动响应特性验证。开展了阻尼器结构参数的减振特性分析,为变转速动力涡轮转子的挤压油膜阻尼器设计提供支撑。研究结果表明:转子试验系统临界转速计算最大误差为5%,模态振型最大误差为7%,验证了动力学特性计算方法的准确性。通过进行转子支承结构和阻尼器优化,转子振动幅值下降67.3%,变转速工作范围内运行更平稳,验证了所提出的变转速动力涡轮转子减振方案的有效性,为变转速涡轴发动机动力涡轮转子动力学方案和减振设计提供参考。 展开更多
关键词 变转速涡轮转子 支承布局 挤压油膜阻尼器 试验分析 减振
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航空发动机带缘板阻尼涡轮叶片减振特性试验设计方法 被引量:2
11
作者 周渝航 邹励戬 +1 位作者 漆文凯 孙景国 《航空动力学报》 北大核心 2025年第6期288-296,共9页
为了深入了解叶片-盘系统的振动特性、检验已有阻尼装置减振效果是否满足技术指标,有必要设计开展带干摩擦阻尼真实叶片减振特性试验。真实叶片振动特性试验相较模拟叶片试验而言,在设计过程中会遇到更多挑战,以定型带缘板阻尼涡轮叶片... 为了深入了解叶片-盘系统的振动特性、检验已有阻尼装置减振效果是否满足技术指标,有必要设计开展带干摩擦阻尼真实叶片减振特性试验。真实叶片振动特性试验相较模拟叶片试验而言,在设计过程中会遇到更多挑战,以定型带缘板阻尼涡轮叶片为例,设计了真实涡轮叶片组减振特性试验方案,通过开展涡轮叶片组减振特性试验,得到不同正压力下受激叶片的频响函数曲线。试验数据表明:缘板阻尼装置在设计频率范围内对叶片组振动有明显的抑制效果,最佳减振效果能使受激叶片共振幅值减小60%以上。 展开更多
关键词 涡轮转子 叶片减振 干摩擦阻尼 缘板阻尼器 试验技术
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基于叶端定时的压气机喘振特征频域辨识
12
作者 平艳 王增坤 +3 位作者 范志飞 袁超 杨志勃 乔百杰 《航空动力学报》 北大核心 2025年第10期185-194,共10页
提出了一种基于转子叶片叶端定时(BTT)信号的幅频多重信号分类(MUSIC)法,用于进行压气机喘振特征辨识。通过理论分析转子叶片叶端定时的实正弦振动信号模型,挖掘异步振动的幅值和频率与自相关矩阵特征值和特征向量的对应关系,实现了MUSI... 提出了一种基于转子叶片叶端定时(BTT)信号的幅频多重信号分类(MUSIC)法,用于进行压气机喘振特征辨识。通过理论分析转子叶片叶端定时的实正弦振动信号模型,挖掘异步振动的幅值和频率与自相关矩阵特征值和特征向量的对应关系,实现了MUSIC法框架内的伪谱幅值补偿。开展压气机喘振的叶端定时实验,通过与快速傅里叶变换、最小二乘拟合方法的喘振特征辨识效果进行对比,对所提方法进行了验证。结果表明:喘振故障在时域对应显著增大的振动位移和转速的波动,在频域对应大幅值的低频异步振动特征。所提方法相比最小二乘拟合法和傅里叶变换,能够准确辨识5.3 Hz的喘振特征频率,并且其幅值聚焦性超过傅里叶变换的3倍,具有更高的频率分辨率和幅值识别精度,能够有效稳定地提取喘振故障的频域特征。 展开更多
关键词 压气机叶片 叶端定时(BTT) 喘振 多重信号分类(MUSIC) 频域分析
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叶片缘板阻尼特性的自由振动测试
13
作者 彭泰 王延荣 +3 位作者 李迪 李鸿光 杜晨鸿 石霖 《航空动力学报》 北大核心 2025年第9期354-361,共8页
设计了一种自由衰减振动试验,通过对叶片模拟件施加一阶弯曲振动方向载荷并释放后激发其一阶自由振动,对其关键位置应变及加速度时域信号进行测试分析,一次试验即可获得较大振动应力范围内的临界阻尼比特性曲线。试验结果显示:阻尼器的... 设计了一种自由衰减振动试验,通过对叶片模拟件施加一阶弯曲振动方向载荷并释放后激发其一阶自由振动,对其关键位置应变及加速度时域信号进行测试分析,一次试验即可获得较大振动应力范围内的临界阻尼比特性曲线。试验结果显示:阻尼器的特性曲线与仿真计算结果吻合较好;峰值阻尼比与阻尼器的惯性载荷无关;接触面积不同的阻尼器提供的阻尼比大致相同;阻尼效果与伸根段长度呈正相关。 展开更多
关键词 叶片 缘板阻尼器 干摩擦 自由衰减振动 阻尼比
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模拟叶片三棱柱式缘板阻尼器减振试验研究
14
作者 杜晨鸿 王延荣 +3 位作者 李迪 李鸿光 彭泰 石霖 《航空动力学报》 北大核心 2025年第8期248-254,共7页
设计了激励叶片振动响应试验系统,通过改变砝码数量来调节三棱柱式阻尼器与叶片缘板间的正压力,以验证干摩擦阻尼器提供的阻尼比随结构振动应力的变化规律。在模拟叶片试验件共振频率附近扫频获得幅频响应曲线,利用半功率带宽法计算临... 设计了激励叶片振动响应试验系统,通过改变砝码数量来调节三棱柱式阻尼器与叶片缘板间的正压力,以验证干摩擦阻尼器提供的阻尼比随结构振动应力的变化规律。在模拟叶片试验件共振频率附近扫频获得幅频响应曲线,利用半功率带宽法计算临界阻尼比,结合该激振力下激起的振动应力,可得叶片缘板阻尼特性曲线。试验结果表明:三棱柱式缘板阻尼器的两个接触面能提供不同的阻尼效果,与计算得到的阻尼特性曲线吻合较好。试验研究了阻尼器惯性载荷、实际接触面积和叶片伸根长度对阻尼比的影响,得到了有规律的结果:阻尼器的惯性载荷对峰值阻尼比几乎不产生影响,实际接触面积过小时阻尼器减振效果不稳定,叶片伸根长度越长,阻尼器提供阻尼效果越好。 展开更多
关键词 叶片 缘板阻尼器 振动试验 干摩擦 阻尼比
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基于阈值参数判决筛选的航空发动机主轴承故障特征提取方法 被引量:6
15
作者 沙云东 赵俊豪 +3 位作者 栾孝驰 赵宇 张域斌 张引 《航空动力学报》 北大核心 2025年第3期262-273,共12页
针对航空发动机中滚动轴承微弱故障信号受环境噪声影响提取困难的问题,提出一种基于阈值参数判决筛选的航空发动机主轴承故障特征提取方法。为了自适应选择变分模态分解(variational mode decomposition,VMD)中的参数,采用粒子群算法(P... 针对航空发动机中滚动轴承微弱故障信号受环境噪声影响提取困难的问题,提出一种基于阈值参数判决筛选的航空发动机主轴承故障特征提取方法。为了自适应选择变分模态分解(variational mode decomposition,VMD)中的参数,采用粒子群算法(PSO)对VMD算法中的参数进行优化,将其作为前置参数来处理传感器收集到的轴承原始振动信号,得到K个模态分量;其次提出一种新的参数调和公式,该公式将峭度和相关系数平衡融合为一个参数P,然后基于阈值参数准则划分筛选出高信噪比信号,整合高信噪比信号产生新的振动信号;最后通过包络谱提取出轴承微弱故障特征。结果表明:参数调和公式与阈值参数判决方法能平衡峭度和相关系数之间的关系,滤除了峭度值较高但有效信息少的分量,该方法可有效提取滚动轴承简单及复杂传递路径下的故障特征,为航空发动机主轴承故障复杂信号处理和诊断提供了有效手段。 展开更多
关键词 滚动轴承 变分模态分解 参数调和公式 阈值参数 故障诊断 航空发动机
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驻波振动下阻尼环径向运动阻尼比计算方法
16
作者 杜晨鸿 王延荣 蒋向华 《推进技术》 北大核心 2025年第9期300-308,共9页
整体叶盘结构的阻尼较低,易发生高循环疲劳失效,常见的解决方法是安装阻尼环以提高结构阻尼。深入探讨了节径型驻波振动条件下,整体叶盘阻尼环径向运动分量的减振机理,并对其阻尼比计算方法进行研究。优化了解析法,以更准确地确定滑移... 整体叶盘结构的阻尼较低,易发生高循环疲劳失效,常见的解决方法是安装阻尼环以提高结构阻尼。深入探讨了节径型驻波振动条件下,整体叶盘阻尼环径向运动分量的减振机理,并对其阻尼比计算方法进行研究。优化了解析法,以更准确地确定滑移区和黏滞区,从而计算摩擦耗能。将阻尼环简化为杆单元,从而提出一维有限元法,这不仅验证了解析法改进的正确性,还简化了阻尼比计算流程。基于上述方法得到的摩擦耗能,使用能量法对阻尼环提供的阻尼比进行计算,并应用于带阻尼环的整体盘实例。实例分析确认了改进后解析法与一维有限元法计算结果的一致性及后者的网格无关性。分析表明,本文提出的一维有限元法具有比解析法更强的普适性,且有潜力考虑多种节径位移叠加对阻尼的影响。 展开更多
关键词 整体叶盘 阻尼环 驻波振动 干摩擦 杆单元 阻尼比
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基于特征能量建立的航空发动机滚动轴承故障预警方法 被引量:3
17
作者 栾孝驰 赵俊豪 +3 位作者 沙云东 刘新航 张文灏 杨杰 《航空动力学报》 北大核心 2025年第7期14-27,共14页
针对航空发动机滚动轴承实时监测难的问题,提出了基于特征能量的航空发动机滚动轴承故障预警方法。该方法首先对原始振动信号进行CEEMDAN分解得到若干个分量,计算出各个分量的峭度和相关系数;然后依据峭度-相关系数准则筛选出强冲击分... 针对航空发动机滚动轴承实时监测难的问题,提出了基于特征能量的航空发动机滚动轴承故障预警方法。该方法首先对原始振动信号进行CEEMDAN分解得到若干个分量,计算出各个分量的峭度和相关系数;然后依据峭度-相关系数准则筛选出强冲击分量重构并进行包络解调,最大程度地保留与轴承故障冲击性成分相关的有效信息;最后由包络谱中的信息计算故障轴承与正常轴承的特征能量,由此建立诊断基线与特征能量带,实现对轴承运行状态的监测。利用凯斯西储大学深沟球轴承试验台数据、搭建的滚动轴承试验台数据和涡扇航空发动机轴承部件试验器条件下的数据对该方法的有效性进行验证。结果表明计算得到外圈故障轴承特征能量占整个包络谱能量的比例为59.5%~75.9%,该方法可为航空发动机主轴承故障诊断及在线监测提供有效手段。 展开更多
关键词 滚动轴承 故障诊断 峭度-相关系数筛选准则 特征能量 故障预警
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航空发动机压气机管道声模态无偏稀疏重构方法
18
作者 文璧 李泽芃 +4 位作者 杜军 王亚南 刘元是 乔百杰 陈雪峰 《推进技术》 北大核心 2025年第4期279-287,共9页
针对应用声模态分解技术解析压气机管道内截通声模态特征时,传统均匀环形阵列要求传感器数量多、传统稀疏估计方法精度低的问题,本文提出了一种无偏稀疏声模态重构方法,通过L_(1)范数正则化方法实现声模态向量支撑集的求解,再通过最小... 针对应用声模态分解技术解析压气机管道内截通声模态特征时,传统均匀环形阵列要求传感器数量多、传统稀疏估计方法精度低的问题,本文提出了一种无偏稀疏声模态重构方法,通过L_(1)范数正则化方法实现声模态向量支撑集的求解,再通过最小二乘实现模态幅值的无偏估计,最后分别通过仿真分析和实验研究验证了所提方法的优越性。结果表明:本文提出的无偏稀疏重构方法相对于经典稀疏重构方法显著提高了声模态重构精度以及辨识鲁棒性,相对于L_(1)范数正则化方法在三种不同传感器布局下,主导声模态幅值重构精度分别提升1.74 d B,2.36 d B和0.78 d B;相对于L_(1/2)范数正则化方法具有更好的阶次辨识鲁棒性。 展开更多
关键词 压气机 气动声学 管道声模态 声阵列 稀疏重构 正则化
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带冠涡轮叶片干摩擦非线性响应分析方法
19
作者 高世民 陶凯航 +2 位作者 叶航 林聚强 李海旺 《航空动力学报》 北大核心 2025年第4期149-159,共11页
带冠涡轮叶片减振分析中为获得与高循环疲劳相关的应力结果,通过模型减缩,采用谐波平衡法和时频转换法,结合谐响应分析,求解考虑干摩擦作用的非线性稳态强迫应力响应,形成适用于工程设计的带冠涡轮叶片干摩擦非线性应力响应分析方法。... 带冠涡轮叶片减振分析中为获得与高循环疲劳相关的应力结果,通过模型减缩,采用谐波平衡法和时频转换法,结合谐响应分析,求解考虑干摩擦作用的非线性稳态强迫应力响应,形成适用于工程设计的带冠涡轮叶片干摩擦非线性应力响应分析方法。针对锯齿冠涡轮叶片,获得了不同激振力下不同初始正压力下的位移和应力共振响应。结果表明:初始正压力的增加,将引起幅频响应曲线典型的“歪头”特征和软特性;在相同激振力下,共振位移幅值随初始正压力的增大呈现先减小后增大的趋势;在相同正压力下,随激振力增大,位移响应幅值呈现先快速增长后趋于稳定的趋势;1阶模态参与系数远大于其他阶次,说明叶片振动主要是单阶模态;叶身在指定载荷下的最大振动应力为118.94 MPa。 展开更多
关键词 带冠涡轮叶片 干摩擦阻尼 减振设计 减缩模型 非线性动力学响应
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加权特征参数信息重构方法及其在主轴承故障诊断中的应用 被引量:1
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作者 赵俊豪 栾孝驰 沙云东 《推进技术》 北大核心 2025年第1期253-263,共11页
为解决航空发动机内滚动轴承微弱故障识别受到环境噪声干扰和重要信息易被忽略的问题,提出一种新的加权特征参数信息重构方法,并将其运用到航空发动机的主轴承故障检测中。该方法首先采用粒子群算法(Particle swarm optimization,PSO)... 为解决航空发动机内滚动轴承微弱故障识别受到环境噪声干扰和重要信息易被忽略的问题,提出一种新的加权特征参数信息重构方法,并将其运用到航空发动机的主轴承故障检测中。该方法首先采用粒子群算法(Particle swarm optimization,PSO)优化变分模态分解(Variational mode decomposi-tion,VMD)中的参数,得到K0个模态分量;然后提出一种新的加权特征参数信息重构公式,将所有模态分量按照该公式进行加权重构,过滤噪声成分,并更大程度地保留有效信息;最后对重构信号进行包络分析提取出轴承故障特征信息。通过对航空发动机中介轴承试验故障数据进行分析,得到结论:该方法可降低噪声成分对整体信号的干扰,有效突显出故障特征信息,诊断强背景噪声强干扰工况下的轴承微弱故障,因此是一种有效的用于航空发动机主轴轴承故障特征提取与诊断的方法之一。经仿真信号计算,降噪后的信号峰值因子提升1.62 d B,有效增强了冲击性成分。 展开更多
关键词 航空发动机 滚动轴承 加权特征参数信息重构 故障诊断 变分模态分解
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