整数槽同步电机低振动噪声定子结构设计

针对电机电磁振动噪声问题,依据电磁振动噪声的基础理论,采用电磁和结构弱耦合的有限元仿真方法,以1台12极72槽车用永磁同步牵引电机为例,分析在不同长宽比、槽口宽度以及结构综合变化的条件下,径向电磁力密度的情况;同时对整个电机进行电磁-结构耦合场分析,研究结构振动位移在不同定子长宽比、槽口宽度以及结构综合变化时的响应情况。综合比较分析两种仿真结果,给出了电磁振动噪声关于定子结构长宽比和槽口宽度的变化规律。最后在额定负载工况下对实物样机进行振动检测和频谱分析,与仿真数值进行对比分析,以验证仿真试验的准确性。     

无轴承无刷直流电机悬浮力控制研究

在分析无轴承无刷直流电机径向悬浮力产生机理的基础上,建立了电机径向悬浮力的数学模型,并设计了无轴承无刷直流电机径向悬浮力控制的控制系统。对所设计的控制系统使用MATLAB工具进行建模与仿真。最后,在试验样机上进行了试验验证。结果表明,无轴承无刷直流电机能够稳定运行,且转子能够稳定悬浮于中心。     

车用驱动电机电磁振动噪声源诊断技术

由于车用驱动电机追求更宽的调速范围和更高的功率密度,导致电机产生的振动噪声进一步增大。为此针对车用驱动电机电磁振动噪声产生的机理,提出了适用于车用驱动电机不同电磁振动噪声源特征频率的识别方法。对电机定、转子磁场谐波进行分析,得出了磁场频率的数学解析表达式。对电机电磁激振力的阶次和频率进行研究,总结得出了不同电磁振动噪声源的特征频率。通过对电机电磁振动噪声测试数据进行诊断分析,验证了所提诊断方法的准确性。     

高马赫数下横/逆向喷流干扰流场数值研究

横向喷流和逆向喷流广泛用于高超声速飞行器气动力与气动热控制。采用格心型非结构有限体积法求解基于三温度热化学非平衡模型的全Navier-Stokes方程,对高空、高马赫数来流条件下二维圆柱状构型飞行器的喷流干扰流场进行数值模拟,研究了仅存在横向或逆向喷流以及横/逆向喷流同时存在时的复杂流场结构以及喷流降低热流、减阻、改善升力的具体效果。通过控制变量的方法,探究了不同参数（马赫数、静压）的喷流对流场结构及飞行器的气动力、气动热的影响规律。结果表明：在一定条件下,当逆向喷流与横向喷流同时存在时,下游的横向喷流可以影响到上游的逆向喷流流场结构;逆向喷流可以显著减小高超飞行器阻力,并降低头部壁面热流峰值,而横向喷流对高超飞行器的升力特性有一定提高;在横向喷流已用于飞行器姿态控制的情况下,一定条件下可以同时使用逆向喷流,既可以减阻、又可以降低热流峰值,还可以提升升力。     

大涵道比涡扇发动机总压进气畸变数值模拟

基于数值缩放理念,以一台大涵道比涡扇发动机为研究载体,将三维彻体力模型与二维多子平行发动机模型进行有机结合,初步搭建了适用于分析复杂进气畸变对航空发动机整机流场特性影响的多维耦合计算模型。利用该多维耦合模型定量分析了稳态周向总压畸变及插板式总压畸变进气下发动机内部的流场特性。计算结果表明即便是进口单纯的方波周向总压畸变进气,在经过大涵道比风扇转子作用后在下游内外涵进口的畸变流场特征也将具有显著差异;在内涵进口形成的总压/总温复合畸变在四级增压级中均得到不同程度的衰减;插板式总压畸变进气下风扇转子进口近轮毂处受周向静压梯度驱动将产生一定程度旋流,并导致风扇转子出口轮毂处形成低压区。     

一种新型电动复合力加载系统控制方法

在介绍三维复合力加载设备结构特点与工作原理的基础上,推导出复合力与单支链力之间的关系,建立了单支链电动缸力加载数学模型,通过仿真和实验研究了系统稳定性,分析发现小阻尼系数和力噪声是影响系统稳定与响应速度的主要因素,提出了一种改善系统稳定性和快速性的控制方法,并在实验中取得了良好效果,采用该控制方法,弯矩、轴向力复合加载频率可以达到10Hz.      

加速度-气动力综合试验系统研制

加速度-气动力综合试验系统主要用来考核飞行器结构强度和内装物的环境适应性。LJ-1离心机半径10.8 m,适合开展大尺寸、危险品加速度试验,但是其吊篮只能固定在水平或竖直方向上,也不具有与加速度协调施加气动外压的控制系统。文章采用新颖的胀套锁紧结构,实现了吊篮在任意角度固定,并且抗翻转力矩达到13000N·m。气动力控制电路和气路安装在离心机上,上位机将转速通过光纤以太网发送给离心机上的PLC,PLC根据加速度控制气囊压力。试验验证LJ-1离心机具有对试件施加加速度载荷和气动力的综合试验能力。     

利用库仑力实现悬停轨道的新方法研究

研究了利用库仑力控制实现近距离悬停轨道的问题。针对常规推力器对悬停任务可能产生的羽流污染,提出了一种使用航天器间库仑力实现悬停轨道的新方法,并研究了使用该方法实现悬停轨道的开环与闭环控制问题。基于所建立的库仑力悬停轨道动力学模型,给出了目标为一般椭圆轨道时的开环控制律。基于线性化的悬停轨道动力学模型,给出了目标轨道为圆轨道时的闭环控制律,并进行了数值仿真,结果表明所建立的动力学模型及所设计的控制律是有效的和可行的。文章提出的方法也可以用于其他类型的航天器近距离相对运动控制问题。     

吸气式高超声速飞行器机体推进控制一体化建模方法研究

针对吸气式高超声速飞行器气动力、气动热、结构、推进、飞行轨迹以及姿态之间的多物理场强耦合给飞行控制系统设计带来的问题,提出一种适用于此类飞行器机体/推进/控制一体化设计的建模方法.首先,依据类乘波体高超声速飞行器基本外形参数体系设计飞行器的三维外形;然后在飞行器流场分析的基础上,给出飞行控制系统需要满足的姿态约束条件,并采用一套完整的工程预测方法建立了适合进行飞行控制一体化设计的气动力/推力耦合模型;最后基于拉格朗日方程推导了一体化弹性体动力学模型.模型算例验证了该方法在吸气式高超声速飞行器机体/推进/控制一体化设计中的可行性.     

基于规范交战方式和Lanchester方程的对地攻击兵力需求分析

针对航空兵对地攻击的兵力需求,研究了一类对抗性质的动态兵力需求问题。首先,分析了航空兵对地攻击的过程和特点,并引入规范交战方式(normal engagenent mode,NEM)的概念;其次,在NEM的假设下,由无对抗理想情况下突击特定目标所需兵力和Lanchester方程出发,分阶段反推得出对抗情况下的初始兵力需求;最后,用一组数据进行仿真分析,结果表明,对于航空兵对地攻击的兵力需求问题,采用NEM和Lanchester方程可较好的解决该问题。