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为削弱适配功率电机齿槽转矩,提高该电机动力输出性能,提出了匹配相邻磁极极弧系数的方法。首先,运用麦克斯韦应力张量法和傅里叶分解求解适配功率电机齿槽转矩解析模型,并对不等极弧系数进行匹配组合,解析结果表明齿槽转矩削弱了35%左右。然后,采用全局优化算法对不等极弧系数进行全局寻优匹配,齿槽转矩进一步得到优化。最后,依据理论研究结果加工制作样机并进行试验,试验结果显示,齿槽转矩实测数据和优化结果相比,总体误差为5%左右,且整体趋势与优化曲线相符。因此,所提用于削弱适配功率电机齿槽转矩的方法是有效且可行的。 相似文献
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内置式永磁同步电机的齿槽转矩会带来转矩脉动、电机控制精度变差、振动与噪声等一系列的问题,因此采取有效的削弱齿槽转矩措施至关重要。采用解析计算分析了永磁体径向分段对齿槽转矩的影响,在此基础上提出了一种改进的永磁体分段方法,从而有效地减少永磁体分段后对电机的反电动势和输出平均转矩等性能的影响。此外,基于改进的永磁体非均匀分段方法,还提出了一种永磁体不等厚非均匀分段来削弱齿槽转矩的新方法,并采用有限元法对永磁体均匀分段、非均匀分段和不等厚非均匀分段3种方法进行仿真验证和对比分析。仿真结果表明,采用永磁体不等厚非均匀分段方法的齿槽转矩削弱效果最佳。 相似文献
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随着电动汽车的发展,淘汰替换的旧电机越来越多,对旧电机的再制造研究也越发必要。通过对转子外圆优化以减小饱和磁密面积和优化气隙结构来提升电机性能,分析了不同偏心圆对电机齿槽转矩的影响规律,对比了旧电机和再制造电机的性能变化,研究了不同倒角圆对电机磁密谐波和齿槽转矩的影响趋势。结果表明电机齿槽转矩随着偏心圆的增大先增大后减小,不同倒角圆对再制造电机谐波影响较小;在额定情况下,再制造电机偏心圆为36 mm、倒角圆为4 mm时,再制造电机铁心损耗下降6.55 W/kg,再制造电机效率提高0.05%,输出转矩收缩4%,再制造电机在减小损耗提高效率的同时减小了输出转矩。 相似文献
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以1台5 kW背绕式高速永磁同步电机为研究对象,建立其电磁场解析模型。将电磁场求解域划分为气隙子域、永磁体子域、槽口子域和槽子域,求解相应的拉普拉斯方程或泊松方程,解析模型计及电枢反应场、永磁场和定子开槽的影响。计算了该电机的气隙磁密、绕组磁链、绕组反电动势、齿槽转矩和电磁转矩,并将结果与二维有限元法计算结果和试验数据比较,比较结果说明了解析模型的准确性。最后以槽口开度为变量,研究其对气隙磁密分布和齿槽转矩的影响。 相似文献
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基于飞机油箱模型形状特征油量测量切片步长选择方法研究 总被引:1,自引:0,他引:1
在分析飞机数字式油量测量过程中目前广泛使用的切片法油量测量原理的基础上,针对现有的定步长切片法无法得到准确、可靠的燃油质量特性数据库的缺陷,结合对飞机油箱模型形状特征的分析,提出了基于飞机油箱模型形状特征的油量测量切片步长选择方法。此方法包括切片步长整体和局部选择两个过程,整体选择以实现相邻两切片平面所夹油箱模型体积近似相等为目的来确定切片步长,以体现油箱模型截面整体变化规律;局部选择以设计切片平面与截面突变平面重合或尽可能接近的方式,突出油箱截面的局部变化特征。实验结果表明:该切片步长选择方法较定步长方法能够建立更为合理、可靠的燃油质量特性数据库,从而提高了油量测量精度。 相似文献
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NING Guo-dong ZHANG Shu-guang FANG Zhen-ping 《中国航空学报》2007,20(1):1-8
A method for the implementation of integrated three-degree-of-freedom constrained entry guidance for reusable launch vehicle is presented. Given any feasible entry conditions, terminal area energy management interface conditions, and the reference trajectory generated onboard then, the method can generate a longitudinal guidance profile rapidly, featuring linear quadratic regular method and a proportional-integral-derivative tracking law with time-varying gains, which satisfies all the entry corridor constraints and meets the requirements with high precision. Afterwards, by utilizing special features of crossrange parameter, establishing bank-reversal corridor, and determining bank-reversals according to dynamically adjusted method, the algorithm enables the lateral entry guidance system to fly a wide range of missions and provides reliable and good performance in the presence of significant aerodynamic modeling uncertainty. Fast trajectory guidance profiles and simulations with a reusable launch vehicle model for various missions and aerodynamic uncertain-ties are presented to demonstrate the capacity and reliability of this method. 相似文献
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The effect of inlet conditions on the flow and heat transfer in multiple rotating cavity with axial throughflow 总被引:1,自引:0,他引:1
This paper discusses experimental results from two different build configurations of a heated multiple rotating cavity test rig.Measurements of heat transfer from the discs and tangential velocities are presented.The test rig is a 70% full scale version of a high pressure compressor stack of an axial gas turbine engine.Of particular interest are the internal cylindrical cavities formed by adjacent discs and the interaction of these with a central axial throughflow of cooling air.Tests were carried out for a range of non-dimensional parameters representative of high pressure compressor internal air system flows(Re up to 5×106 and Rez up to 2×105).Two different builds have been tested.The most significant difference between these two build configurations is the size of the annular gap between the(non-rotating) drive shaft and the bores of the discs.The heat transfer data were obtained from thermocouple measurements of surface temperature and a conduction solution method.The velocity measurements were made using a two component,LDA system.The heat transfer results from the discs show differences between the two builds.This is attributed to the wider annular gap allowing more of the throughflow to penetrate into the cavity.There are also significant differences between the radial distributions of tangential velocity in the two builds of the test rig.For the narrow annular gap,there is an increase of non-dimensional tangential velocity V/Ωr with radial location to solid body rotation V/Ωr=1.For the wider annular gap,the non-dimensional velocities show a decrease with radial location to solid body rotation. 相似文献
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Abnormal Shape Mould Winding 总被引:1,自引:0,他引:1
Fu Hongya Wang Xianfeng Han Zhenyu Fu Yunzhong 《中国航空学报》2007,20(6):552-558
为解决网格化芯模的缠绕问题,本文提出了复合材料面片缠绕机理;接着详细分析了面片缠绕过程中的芯模凹曲面上纤维滑线和架空现象,应用微分几何曲面理论和空间几何理论,提出判据及其解决方案;最后,针对飞机发动机进气道的缠绕成型,编制缠绕控制程序并进行相应的实验,验证了面片缠绕方法的可行性。 相似文献
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航天器返回地球的气动特性综述 总被引:4,自引:0,他引:4
航天器返回地球的飞行过程中,气动特性是实现将宇宙飞行速度减到落地前速度、保证再入飞行得到有效控制以及再入防热安全可靠的关键因素。针对简单旋成体气动外形、半弹道式再入控制、烧蚀防热类返回航天器,综述了返回地球过程中变化的空气流域特性、航天器周围的气体绕流环境、空气与航天器作用产生的动力学与热效应等。系统地给出了该类航天器的再入气动特性参数与飞行性能的共性规律,包括:气动阻力与再入减速、气动升力与再入轨迹控制、配平攻角与飞行稳定性、气动加热与防热,以及再入过程中不同气动特性航天器、气象条件变化等对再入飞行性能的影响规律。为航天器开展返回飞行过程的跨流域气动性能工程研制提供设计参考。 相似文献
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基于马赫数分布可控曲面外/内锥形基准流场的前体/进气道一体化设计 总被引:4,自引:1,他引:3
提出了一种高超声速飞行器乘波前体的外锥形基准流场设计方法,在锥面马赫数分布规律给定的条件下,通过有旋特征线法实现反设计,提高了基准流场设计的灵活性。该基准流场通过锥形"下凹"弯曲激波和波后等熵压缩波系压缩气流,可以在较短的长度内完成高效压缩。基于反正切马赫数分布外锥形基准流场设计的乘波前体具有较高的容积率,乘波特性良好且出口均匀,设计点时有黏升阻比为1.89。另外,基于该乘波前体和马赫数分布可控的内收缩进气道给出了一种双乘波的前体与进气道一体化设计方案,实现了内外流分别独立乘波,充分发挥了乘波前体和内收缩进气道的各自优势。 相似文献