轴/径向耦合式球转子非接触式压电作动器的研究

本文提出了一种基于逆压电效应的轴/径向耦合式球转子非接触式压电作动器,由轴向悬浮装置及径向悬浮装置组成,且两者均可形成行波,为球转子提供悬浮力和驱动力。由于轴向悬浮装置和径向悬浮装置的工作模式可进行不同组合,使得被诱发出的声场具有不同耦合强度的悬浮和旋转驱动力,进而球转子可获得不同的悬浮和转速效果,易于对球转子进行状态控制。建立了轴向悬浮装置及径向悬浮装置的有限元模型,对定子进行了动力学分析与设计,确定了结构方案,并加工、制造了样机。通过试验得到了定子的振动参数、轴向悬浮装置的悬浮及驱动特性,结果表明轴向悬浮装置可成功的悬浮和驱动球转子。     

两相混合式步进电机减小齿槽转矩的方法

为提高混合式步进电机的位置和速度控制精度, 需要减小电机的齿槽转 矩。本文推导了两相混合式步进电机定转子等齿距和不等齿距时齿槽转矩的解析表达 式,提出了通过微调定子齿距为最优角度的错齿方法,能够消除气隙磁导4 次谐波产生 的转矩分量,从而减小电机的齿槽转矩。设计了3 台不同定子齿距的样机,对齿槽转矩 和保持转矩分别进行了二维有限元计算和试验测试,结果表明,通过定子错齿方法,能 够明显减小齿槽转矩,使矩角特性的波形接近正弦波。     

改进新型齿结构对磁通切换永磁电机转矩指标的影响

基于12槽/10极磁通切换永磁电机(FSPMM)提出了定子切边齿、转子U型槽齿、转子凸缘齿3种新型齿形,以有效减小FSPMM电机的齿槽转矩和转矩波动。通过2D有限元法从平均转矩、齿槽转矩、转矩波动等方面对不同新型齿形的FSPMM的性能进行了全面的分析和评估。结果验证了所提出的3种新型齿形状,特别是转子U型槽齿和凸缘齿可以减小齿槽转矩和转矩波动,平均转矩只有轻微的减小。     

高速永磁电机定转子小间隙三维流场计算

为了考察高速、超高速下这种“定转子环形间隙+定子槽”并联冷却结构的流场特性,针对一台额定转速120 000 r/min的超高速永磁电机,采用计算流体动力学方法对定转子小间隙三维流场进行了研究,分别考虑了定子槽、轴向冷却流,以及转速对电机定转子小间隙流场的影响。结果表明:定子开槽后,原先存在于定转子环形间隙内的泰勒涡消失了,另外高转速、轴向流加强了环形间隙区气流与定子槽区气流的混合程度。研究结果为高速永磁电机转子热设计提供了重要参考依据。     

双定子磁悬浮开关磁阻电机直接转矩与直接悬浮力控制

研究一种双定子磁悬浮开关磁阻电机。该电机采用内-外双定子结构,内定子和外定子上分别设置悬浮力绕组和转矩绕组。在结合拓扑结构说明其运行原理的基础上,针对该电机同时存在转矩脉动和悬浮力脉动过大的问题,提出了直接转矩(DT)与直接悬浮力控制(DSFC)策略。比较了传统方波控制策略与所提控制策略下系统的转矩脉动、悬浮力脉动以及转子径向位移波动。仿真结果表明:DT/DSFC不仅能提高系统动态响应速度,而且有效抑制了转矩和悬浮力脉动,削弱了转子径向抖振,验证了所提控制策略的有效性与优越性。     

开关磁阻调速电动机的运行控制

 开关磁阻调速电动机（SRD）是由双凸极型磁阻电动机、功率逆变器、转子位置检测器、定子绕组电流检测器以及运行控制器等部件组成的系统。它可以看作是大步距角、带位置闭环控制的步进电机的一种发展。 SRD结构如图1（α）所示。为避免磁拉力,定、转子齿数均为偶数。在各定子齿上设有集中绕组,正对两齿上的绕组联成一相。考虑电机出力,结构合理及定子绕组供电频率等因素,一般采用定子齿数比转子齿数多2个的结构。图中是所研制的定子8齿、转子6齿的样机结构（简称为8/6结构）。图1（b）为功率逆变电路。其中C_s为直流电源,T₁～T₄为四相绕组主开关,D₁～D₄为相应的续流二极管。     

南航超声电机的研究居国际先进水平

江苏省超声电机工程研究中心暨南京航空航天大学超声电机研究中心研究的“超声电机的研究”项目荣获2003年国防科技一等奖。超声电机的研究是当代社会全新的高新技术领域之一,技术上有很大的难度。该中心经过7年的努力,已经取得了原创性和先进性的成果,完成了4项国家自然科学基金项目,5项部级基础科学基金项目和1项863高技术项目,申报国家专利12项,其中发明专利7项,实用新型专利5项。成功研制出10余种旋转型行波与驻波超声电机。在超声电机运动机理,机电耦合系统动态模型电机、电机结构参数优化设计、驱动与控制器线路、频率自动跟踪技术及…     

10 kW超高速永磁电机三维瞬态温度场计算

为了考察电机在装配螺旋槽水冷套时对转子的冷却效果,针对1台功率10 kW、额定转速90 000 r/min的超高速永磁电机,采用有限元方法对电机三维温度场进行了研究,考虑了定子铁损、定子铜损,转子铁损和转子风摩擦损耗的影响。结果表明:定转子小间隙内的空气对转子起到了类似“热密封”的作用,当转子损耗功率较大时,仅依靠螺旋槽水冷套并不能有效地冷却转子,还必需辅以定转子小间隙的强迫空气冷却,以进一步降低转子温度。研究结果为大功率高速永磁电机热设计提供了重要参考依据。     

涡轮转子径向变形多目标协同稳健性优化

考虑到涡轮转子径向变形对涡轮叶尖径向间隙以及篦齿径向封严间隙的影响,提出涡轮转子径向变形多目标协同稳健性优化方法。利用基于Kriging模型的分布式协同响应面法(DCRSM)分别建立涡轮转子和涡轮篦齿的参数与径向变形间的响应面模型,并求解单目标下的稳健最优解。采用理想点法建立涡轮转子和篦齿径向变形多目标协同稳健性优化模型,并进行多目标协同稳健性优化求解。优化结果显示:提出的多目标协同稳健性优化方法与单目标稳健性优化方法相比涡轮转子和篦齿径向变形量的标准差分别降低了2.6%和4.9%。提出的方法为涡轮转子参数设定提供一定的参考。      

基于shaking beam原理的多通道控制的超声电机设计

<正>超声电机是一种新型的微小型压电作动器,利用压电陶瓷的逆压电效应,将电能转化为定子的机械能,通过摩擦,驱动转子做直线或旋转运动。相比于传统电机,有着一些得天独厚的优势,例如结构设计简单紧凑、响应速度快、具有断电自锁功能、抗电磁干扰、转矩/质量比大等。由于超声电机可以省去齿轮等减速机构直接驱动负载,这使得超声电机在微小化上有着巨大的潜力,因此在制导炮弹,航空航天等多方面都有着广阔的前景。     

有翼高超声速再入飞行器气动设计难点问题

有翼高超声速再入飞行器是近年来的研究热点,气动设计是飞行器设计的关键。为了更清楚地认识有翼高超声速再入飞行器气动设计的难点问题,对有翼高超声速再入飞行器的发展、优势及总体任务剖面进行了介绍,从5个方面详细介绍了该类飞行器气动设计的难点问题,包括多约束复杂面对称气动布局设计、高温真实气体效应对气动特性影响、天地差异与天地换算方法、反作用控制系统(RCS)喷流干扰对气动特性的影响以及气动数据不确定度等,简要阐明了这些难点问题对总体设计的重要性以及初步的解决思路,为有翼高超声速再入飞行器气动设计提供了一些参考。     

ν-gap度量及其在飞行控制律评估中的应用

 传统控制律评估方法主要用于单输入单输出（SISO）系统，且对模型参数摄动考虑不够全面,针对这些不足，研究了ν-gap度量方法。在介绍系统广义稳定裕度相关概念的基础上，给出了ν-gap度量的定义、特点和性质以及近似摄动模型的计算，提出ν-gap度量评估控制律的步骤。实例结果表明，该方法不仅克服了上述传统评估方法的缺陷，而且还有根据所求的各摄动影响情况忽略影响小的元素，以减少计算量及可以找到最坏情况下的参数摄动组合等优点。     

Integrated Entry Guidance for Reusable Launch Vehicle

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.     

Simulation and Analysis of Crashworthiness of Fuel Tank for Helicopters

Crashworthiness requirement of fuel tanks is one of the important requirements in helicopter designs. The relations among the protection frame, textile layer and rubber layer of the fuel tank are introduced. Two appropriate FE models are established, one is for an uncovered helicopter fuel tank without protection frame, and the other is for fuel tank with protection frame. The dynamic responses of the two types of fuel tanks impinging on the ground with velocities of 17.3 m/s are numerically simulated for the purpose of analyzing energy-absorbing capabilities of the textile layer and protection frame. The feasibility of the current crashworthiness design of the fuel tank is examined though comparing the dynamic response behaviors of the two fuel tanks.     

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

 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。     

突破技术趋同，波音再现竞争优势

 波音公司面临着来自空客公司的巨大挑战,企业战略性创新才是公司成功的关键。为此波音公司的全部战略性研究集中在扩大产品的差异性上,体现在3个方面：电子化（e-Enabled）运营环境、整体复合材料机身部件的制造技术和支持波音787客机的全球协同环境（GCE）。     

The effect of inlet conditions on the flow and heat transfer in multiple rotating cavity with axial throughflow

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.      

临近空间飞行器测控与信息传输系统频段选择

 临近空间飞行器是高性能信息化武器平台,测控（TT&;C）与信息传输系统是其信息保障的核心,而选择合理、可行的频段是展开系统设计的前提和基础。频段选择影响到整个技术方案的制定,是一个需综合考虑、影响深远并具有战略意义的关键问题,从国际电联（ITU）国际标准、高速数传、接收信噪比（SNR）、“三抗”、超视距中继、黑障、雨衰以及设备研制成熟度8个方面全面、细致论证了近空间平台测控系统的频段选择问题,最终得出在视距链路中以Ka频段为宜,在超视距链路中以Ku/Ka双频段为宜的结论。     

基于弯曲激波压缩系统的高超声速进气道反设计研究进展

总结了近十年来弯曲激波压缩研究的主要成果。提出了弯曲激波压缩系统的新概念,即利用特殊设计的楔形弯曲压缩面或空间弯曲压缩面,产生一系列与前缘弱激波相互交汇或叠加的压缩波系,从而使前缘激波弯曲,形成特殊的弯曲激波,它与波后的等熵压缩波来共同完成对气流的压缩。在此基础上,实现了由给定出口气动参数的超声速内流道反设计,实现了由给定压缩面压力分布和给定压缩面马赫数分布要求的型面反设计,实现了由给定激波波面的压缩型面反设计。研究证明,弯曲压缩面-弯曲激波压缩系统具有良好的综合气动性能,为高性能高超声速进气系统的气动设计提供了一种全新的设计方法。     

二维翼段颤振的μ控制

 采用超声电机作为作动器来实现含控制面的翼段颤振鲁棒抑制。针对作者设计的二维翼段颤振主动抑制系统，通过理论与实验相结合的方法，建立了考虑沉浮方向阻尼和作动器模型参数不确定性的控制系统模型，设计了μ控制器，并对控制器做了降阶处理。数值仿真和风洞试验表明，μ控制器可有效地抑制颤振的发生，将颤振临界速度提高23.4%。相对于H_∞控制器，μ控制器的控制效果和鲁棒性更好。