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期刊信息/Journal information
装备环境工程
装备环境工程

唐伦科

双月刊

1672-9242

hjgczb@163.com

023-68792835

400039

重庆石桥铺渝州路33号

装备环境工程/Journal Equipment Environmental EngineeringCSTPCD
查看更多>>本刊受国防科学技术工业委员会直接支持，由中国兵器工业第五九研究所和国防科技工业自然环境试验研究中心共同主办，面向国内外公开发行的科技期刊，是我国国防科技工业的重点期刊。主要报道国内外装备与产品环境工程专业发展动态，装备与产品环境工程理论和工程应用的研究成果，以及经验信息交流等方面的内容。
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    GH4169材料振动弯曲高周疲劳性能研究

    杭超潘凯陈永辉燕群...
    11-18页
    查看更多>>摘要：目的 开展镍基高温合金GH4169 材料的振动弯曲高周疲劳研究.方法 基于高频振动台和激光测振仪,搭建振动弯曲疲劳试验系统.设计 2 种不同固有频率的试验件,在疲劳试验中以试验件af值(尖部振幅与固有频率乘积)作为控制目标,分别采用成组试验法和逐级加载法研究2 种试验件的高周疲劳性能.结果 疲劳试验过程中,试验件af值的控制误差低于0.5%.随着疲劳循环数的增加,试验件的固有频率逐渐下降,且下降速度先慢后快.结论 基于成组试验法的试验结果建立的GH4169 材料的双参数af-N疲劳寿命关系,与逐级加载法的试验结果吻合较好,证明了af-N疲劳关系的准确性.

    高频振动高温合金弯曲振动固有频率高周疲劳寿命

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    某大型涡桨飞机副翼振动与控制研究

    杨仕福周立胜杨荣李俊龙...
    19-25页
    查看更多>>摘要：根据适航规章要求,研究了飞机操纵面振动设计要求和方法,论述了飞机操纵面作动器动刚度和自由间隙极限环振荡计算方法.针对某大型涡桨飞机在试飞中发现的副翼振动问题,论述了副翼异常振动产生的原因,建立了结构动力学有限元模型,开展副翼操纵刚度、阻尼变参的频率响应分析,研究副翼的振动特性.提出了副翼助力器活塞打孔增加阻尼的临时改进方法,及根据操纵面振动设计、自由间隙控制要求的副翼结构和系统优化方法.副翼改进设计后,试飞数据分析表明,副翼的振动响应幅值降幅明显,振动收敛性较好,保障了型号试飞的继续开展.

    受迫振动操纵系统频率响应旋转频率飞行试验动刚度

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    某型飞机垂直安定面-方向舵关键参数对模态频率影响的研究

    张大千杨凯李智涵
    26-33页
    查看更多>>摘要：目的 研究飞机垂直安定面-方向舵装配参数对固有频率的影响.方法 通过有限元模型分析,研究铰链轴位置变化和舵机刚度调整对垂尾安定面-方向舵模态频率的影响.结果 下铰接点偏移对方向舵频率的影响最大,频率随偏移量增加而降低,最大降低0.36 Hz;上铰接点次之,前3 阶频率降低,第4阶频率增加,最大变化量分别为0.203、0.08 Hz;中铰接点影响最小,频率变化微小,最大为0.028 Hz.增加舵机刚度时,前 4 阶频率均上升,但前 3 阶在刚度增加 5 倍以下时上升较快,超过 5 倍后趋于稳定,而前 2 阶频率受刚度的影响不大.第 4 阶频率在刚度增加 10 倍以下时明显上升.结论 垂尾安定面与方向舵的连接铰链在装配时不同轴,下铰接点偏移,对垂尾结构的前 4 阶模态频率的影响最大,上铰接点偏移次之,中铰接点偏移对垂尾结构的前4 阶模态频率没有影响.舵机的刚度增加,垂尾的前4 阶模态频率增加,对第 3、4阶模态的影响尤为显著.

    垂尾安定面方向舵连接铰链舵机装配参数模态频率

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    基于振动与滑油信息决策融合的航空发动机主轴承状态监控方法

    赵俊豪沙云东栾孝驰刘明国...
    34-41页
    查看更多>>摘要：目的 解决实际工作条件下航空发动机滚动轴承运行状态在线监测及故障诊断问题.方法 首先选用有效值作为时域特征参数,提出特征能量作为频域特征参数,与滑油金属屑末数作为融合的振动及滑油屑末信息.基于模糊推理理论将上述参数进行融合,通过选取隶属度函数,定义模糊推理规则,进行振动信号及滑油金属屑末信息的融合分析诊断轴承故障.开展航空发动机主轴承剥落扩展试验,安装振动及滑油屑末检测系统,同步采集轴承剥落全程的振动及滑油屑末信息,并应用所提出方法对所测得数据进行分析.结果 随故障扩展,振动信号有效值参数为总体上升趋势.频域特征能量随故障扩展升高到一定程度后下降,并产生波动,对轴承早期故障诊断较为敏感.滑油屑末为诊断轴承故障的重要信息,其变化趋势为单调递增,轴承故障后期,滑油屑末信息变化较为显著,对轴承后期的故障诊断较为敏感.结论 基于模糊推理理论的振动和滑油屑末信息融合方法可将不同信号进行故障特征综合分析,并可有效判别轴承的运行状态.

    滚动轴承振动信号滑油金属屑末决策融合状态监控模糊推理航空发动机

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    基于优化小波包分解的航空发动机主轴承故障特征增强方法

    张振鹏栾孝驰沙云东杨杰...
    42-49页
    查看更多>>摘要：目的 解决航空发动机主轴承微弱故障特征在高背景噪声环境和变转速工况下难识别的问题,提出基于优化小波包分解的航空发动机主轴承故障特征增强方法.方法 首先通过计算阶次分析方法,将振动时域信号转化为振动角域信号;然后对振动角域信号进行小波包分解,并引入有效故障特征能量比和优化最大相关峭度解卷积方法对信号故障特征进行增强,通过循环迭代逐步提取故障特征;最后对信号进行包络分析,并与理论轴承故障阶次进行对比,实现轴承故障诊断.结果 通过对整机试车条件下航空发动机主轴承外圈压坑故障实验数据进行分析,验证了该方法能够有效增强振动信号中的故障特征信息.结论 与传统WPD方法相比,该方法可以有效增强主轴承故障特征阶次,实现高背景噪声环境和变转速工况下的故障诊断.

    主轴承优化小波包分解最大相关峭度解卷积计算阶次分析故障特征增强故障分析

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    基于CEEMDAN-MPE-VMD多分量筛选融合的滚动轴承故障提取方法

    张文灏沙云东栾孝驰赵俊豪...
    50-60页
    查看更多>>摘要：目的 针对航空发动机机械系统滚动轴承故障诊断难的问题,提出一种基于 CEEMDAN-MPE-VMD多分量筛选融合的滚动轴承故障提取方法.方法 用自适应噪声集合经验经验模态(简称CEEMDAN)分解强干扰环境复杂传递路径下测得的滚动轴承振动信号,得到若干个节点分量,筛选出相对MPE较大的前 5个分量(IMF1～IMF5).然后以变分模态分解(VMD)分别分解此5 个分量,筛选出每个分量MPE较大的前 4 个分量(imf1-imf4),再将此 5 组的 4 个分量(imf1～imf4)分别重构,得到新的IMF1～IMF5,与之前的IMF10-IMF14 重构,并进行包络解调,识别故障特征信息.结果 基于西储大学实验数据和滚动轴承实验台测试数据,综合验证了该振动信号提取方法的有效性,并完成了航空发动机中介轴承模拟试验台所测数据的故障识别.结论 该方法可有效提取滚动轴承在简单及复杂传递路径下的故障特征,可作为提取航空发动机主轴轴承特征和诊断方法之一.

    航空发动机滚动轴承分量筛选融合CEEMDANVMD故障诊断

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    热声载荷环境高速飞行器加筋壁板非线性振动响应特性研究

    周晓天沙云东杨延泽
    61-69页
    查看更多>>摘要：目的 针对热声载荷环境下高速飞行器排气道加筋壁板结构的大挠度非线性振动响应特性问题展开研究.方法 基于薄壁结构大挠度运动控制方程,开展了加筋壁板结构在热声载荷下的非线性响应仿真计算,给出了加筋壁板结构运动方程,分析了发生热屈曲的临界温度,并运用有限元方法进行数值模拟,计算了加筋壁板结构在不同载荷下的非线性振动响应特性.结果 模态频率的一致性在结果中得到体现.计算了多参数即结构、温度、声压级变化下壁板结构的响应变化.加筋会使壁板结构基频升高,响应降低;屈曲前随温度上升,结构基频不断降低,最低时处于临界温度附近;屈曲后随温度上升,结构基频不断升高.基频幅值在温度上升的过程中先升高后降低.声压级每升高 6 dB,等效应力平均升高 1.98倍,验证了响应的非线性特性.结论 结构、温度、声压级参数对加筋薄壁结构非线性振动响应有较大影响,加筋壁板结构在温度上升过程中由屈曲前稳定状态变为屈曲失稳状态,又逐步变为屈曲后稳定状态.本文所做的工作可为其他薄壁结构,尤其是加筋壁板结构的非线性振动响应特性计算与分析提供参考依据.

    高速飞行器加筋壁板热声载荷非线性振动热屈曲薄壁结构

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    基于声发射特征参数的航空轴承滚道损伤程度识别方法

    佟鑫宇沙云东栾孝驰赵俊豪...
    70-78页
    查看更多>>摘要：针对航空轴承滚道损伤程度难识别的问题,以声发射参数分析为基础,结合时间到达特征指数(TAFI)、能量、计数、撞击数等特征参数以及引入无量纲参数损伤因子,提出了一种基于声发射特征参数的航空轴承滚道损伤识别方法,并搭建了滚动轴承故障模拟试验台进行试验,总结了滚动轴承不同损伤程度下声发射参数的敏感程度与变化规律,并在航空轴承故障模拟试验台进行了航空轴承损伤演化试验验证.时间到达特征指数可初步判断轴承是否有故障,声发射信号的能量、计数、幅值与幅值的撞击数在轴承损伤程度增加时,对轴承滚道损伤更为敏感,损伤因子明显变化,可以对不同损伤程度的航空轴承滚道损伤特征进行有效识别.时间到达特征指数呈现规则条状时,可以初步判断轴承出现故障.轴承损伤程度增加时,能量、计数与撞击数均都有所增加.幅值的撞击数随损伤程度的增加呈现集中趋势,损伤因子数值增大.

    滚动轴承滚道损伤声发射特征参数损伤程度损伤因子

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    多物理场载荷作用下金属薄壁结构动力学响应特性计算与分析

    谭冉沙云东
    79-86页
    查看更多>>摘要：目的 研究航空发动机热端部件在多物理场载荷作用下的非线性动力学响应问题.方法 以多物理场载荷作用下矩形薄壁结构的试验和仿真验证计算方法为基础,分析计算不同温度工况下某薄壁结构的模态趋势,计算薄壁结构的屈曲温度.研究外部流场为 150 m/s的工况下,不同温度载荷与不同声压级载荷共同作用下薄壁结构的响应.采用改进的雨流计数法及Morrow平均应力模型预估结构的疲劳寿命.结果 屈曲系数为0.5和1.1 时,应力响应均在一阶基频激起最大峰值.屈曲系数为1.1 时,薄壁结构较屈曲系数为 0.5时损伤幅值增加.在声载荷声压级达到160 dB,屈曲系数为1.1时,雨流损伤矩阵循环块开始沿副对角线分布.结论 同一声压级下,随着温度的升高,结构疲劳寿命下降;同一温度下,随着声压级的不断提高,各屈曲系数的疲劳寿命均呈线性下降趋势.

    薄壁结构屈曲模态响应特性疲劳寿命雨流损伤

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    脉动压力风洞试验采样参数确定方法及应用

    张玉杰黄超广孙仁俊
    87-92页
    查看更多>>摘要：综合考虑脉动压力风洞试验中的时间延迟效应,以及结构振动响应分析时截止频率相关要求,推导出采样频率的计算公式.依据统计学理论,推导特定置信度和准确度下的采样时间的计算公式,并计及结构振动响应计算中对频率分辨率的要求,建立采样时间的确定方法.从输入参数、计算过程和结果出发,建立了信号采样参数的确定流程.以飞机典型结构脉动压力风洞试验为例,对该方法进行了说明,分析了相似换算后结构原型的脉动压力功率谱密度,结果满足振动响应计算需求,表明所提采样参数确定方法可行有效.该方法理论依据明确,对脉动压力风洞试验设计具有指导意义.

    脉动压力风洞试验采样频率采样时间相似比振动响应

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