永磁同步电机电流控制策略比较分析

在电机控制中根据场合要求会采用不同的电流控制策略。对永磁同步电机的4种主要电流控制策略进行了分析并总结了各自的特点。主要针对最大转矩电流比(MTPA)控制、零直轴电流(id=0)控制、单位功率因数(cosφ=1)控制以及恒磁链控制方法,在转矩确定的情况下,对交直轴电流、定子电流及功率因数进行比较分析。按照不同控制方式在MATLAB/Simulink中搭建了仿真模型。4种不同控制方法的仿真试验表明:定子电流幅值从高至低依次为cosφ=1控制、恒磁链控制、id=0控制和MTPA控制;功率因数从高至低依次为cosφ=1控制、恒磁链控制、MTPA控制和id=0控制。最后对比分析了凸极系数不同时4种控制方法的电流和功率因数变化。     

使用深度残差网络的乘波体气动性能预测

本文探究深度学习人工智能技术在飞行器气动外形预测中的应用。以激波装配法乘波体设计为背景,建立气动数据快速生成工具,使用拉丁超立方采样得到海量样本数据。使用深度残差神经网络构建气动外形参数到气动性能数据的代理模型,并与随机森林和双隐层神经网络等普通机器学习模型对比;同时将数据转换为图片,研究基于图片识别的深度学习模型搭建,省略飞行器外形的参数化表达。测试结果说明,深度残差网络作为数据代理模型的精度是随机森林和双隐层神经网络的3倍以上,而基于图片识别的代理模型精度提高有限。研究表明,深度残差网络在乘波体等易于生成大量数据的气动外形的性能预测中效果明显,为深度学习技术在气动外形设计中的应用奠定了基础。     

一种快速计算螺旋桨气动声学特性的数值方法

在低速螺旋桨性能计算方面,涡格法是快速有效的方法。但是在计算表面压力分布时,传统的涡格法遇到了无法克服的困难。本文推导出在叶片表面布置分布涡强的方法,既保持了涡格法计算快的优点,又较好地计算出叶片表面压力分布。以此为基础,本文采用FW-H方程忽略四极子效应的时域解法,使用与气动计算相同的表面网格,快速解出了螺旋桨的远场声学特性,计算结果与实验结果符合程度较好。说明该一体化方法可以用于螺旋桨噪声机理分析和低噪声螺旋桨设计,从而为分析螺旋桨噪声机理和设计低噪声螺旋桨提供简便工具。     

Fe-Ni-Cu-C合金粗粉的注射成形工艺

对平均粒度为60μm的Fe-Ni-Cu-C合金粗粉进行了注射成形.采用正交试验法,以生坯三点抗弯强度和生坯密度作为依据,研究了注射参数对生坯质量的影响,得到了理想的脱脂和烧结工艺.结果表明:在1225℃,H2和N2比为1∶3时得到的烧结件具有最好的力学性能,其抗拉强度为360MPa,屈服强度为171MPa,硬度为54HRB.     

基于黏性伴随方法的跨声速机翼气动优化设计

 进行了基于黏性伴随方法和Navier Stokes方程的跨声速机翼气动优化设计研究。分别推导了适用于三维跨声速机翼气动反设计和减阻设计的黏性伴随方程、边界条件和梯度求解表达式,并研究了伴随方程的数值求解方法。通过将网格生成、流场计算、黏性伴随方程数值求解、梯度求解和拟牛顿优化算法等几方面的有效结合,发展了一种跨声速机翼气动优化设计方法。为了提高计算效率,将多重网格方法应用到方程的数值求解中来加速收敛。跨声速机翼反设计和减阻设计算例验证了本文所发展的方法的正确性。采用本文的方法进行优化设计,一般通过20~30次迭代就能得到满意的结果。     

射流式旋涡发生器对涡轮流动分离控制

通过数值计算,研究了稳态小孔射流式旋涡发生器VGJs(Vortex Generator Jets)对低雷诺数涡轮流动分离的控制。通过对VGJs射流孔径、孔间距的几何参数研究,分析了射流对分离流动的控制机理。在此基础上,提出并详细研究了多种不同孔径射流孔组合排列结构对分离流动的控制效果与作用机理。研究结果表明,射流孔组合排列结构,以大孔射流为主,采用小孔小流量射流对大孔射流控制的分离流场进行"弥补"与调节,可实现总压损失进一步降低22%,射流流量减小25%。     

不同攻角对涡轮叶栅损失的影响

应用基于压力修正的三维计算流体动力学(CFD)程序,通过改变进口攻角,对不同工况下的涡轮叶栅流场进行了数值模拟.并结合CFD模拟结果,应用较合理的损失分离方法,对比分析了三种常用的变工况涡轮损失预测模型.结果表明:在正攻角情况下,随着攻角的增加,涡轮叶栅总压损失显著增加;在负攻角情况下,随着攻角的增加,涡轮叶栅总压损失则有种先减小后增大的趋势,但变化范围不大.而对于三种变工况涡轮损失预测模型来说,虽能基本上反映出涡轮损失随攻角的变化趋势,但预测结果差别很大.      

发动机在进气温度畸变条件下的特性研究

为定量获得某发动机在温度畸变条件下的特性,采用有效的畸变传递模型,就进气温度畸变对某发动机稳定性和性能的影响进行了较深入的数值研究。详细地计算了温度畸变对发动机稳定性和性能的影响结果,讨论了温度畸变作用下该发动机的多种重要特性。结果表明,所研究的三组温升率均超过了临界温升率,临界高温区范围为180°;温度敏感系数均在统计范围之内,表明该发动机具有较好的抗温度畸变能力。而在上限温度畸变作用下,发动机必须使用防喘系统。     

直升机的RCS计算

RCS（Radar Cross Section）是反映目标雷达散射特性的一个重要参数。一般把雷达目标除质心平动之外的转动,小幅振动和其它高阶运动统称为微动。主要研究旋翼转动情况下的直升机RCS计算。通过对直升机模型进行可视化计算即一种将目标建模与散射特性计算合为一体的交互式计算,使用图形算法（GRECO）和三维造型软件UG相结合的方法,这种方法与传统的RCS计算方法相比具有实时性好,效率高的优点,计算出直升机主体的RCS,再通过其加入调制的方法,计算得到直升机在旋翼转动条件下的RCS。最后给出了微动直升机的在具体入射情况下的单站RCS值。     

尾缘冷却跨声速涡轮气动特性的数值模拟

为了明确跨声速涡轮中尾缘冷却措施的引入对其气动性能的影响,针对跨声速涡轮叶栅中压力面半劈缝尾缘冷却方式和尾缘全劈缝冷却方式条件下,叶栅性能和尾缘激波系结构的变化进行了数值研究。结果显示,两种尾缘冷却措施都降低了叶栅能量损失系数,压力面半劈缝尾缘冷却方式效果更好,最佳情况损失系数下降达到48%。冷却流量对作用效果有一定影响,存在最佳值。冷却措施的引入显著改变了尾缘激波系结构,尤其对PSEJ冷却方式,将尾缘激波系压力面分支由原本一道强激波分成三道弱激波。