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。     

壁面小折角对马赫数4.5边界层中扰动演化的影响

为了利用e N方法预测带小折角平板边界层的转捩,采用数值模拟和流动稳定性方法研究来流马赫数为4.5,扩张角和压缩角分别为1°、2°、3°的高超声速边界层中扰动的演化,得到不同角度下不同频率的扰动波沿流向的幅值及增长率分布。并对工程中常用的预测带小折角平板转捩位置的e N方法进行验证分析,指出采用e N方法预测带小折角平板转捩时需要对N值进行修正的概念。     

大攻角机翼的气动弹性计算方法

 本文利用大攻角带分离流机翼的完全非定常非线性气动力计算方法,通过与机翼运动方程的同时求解,在时间域内实现了大攻角机翼非线性气动弹性的数值模拟,根据弹性机翼各种状态下的运动过程,可以得到大攻角机翼的颤振速度等重要参数以及亚临界、超临界等飞行状态的运动规律。算例结果表明,大攻角下机翼的气动弹性问题需引起足够的重视。     

大攻角机翼非线性颤振分析方法

 本文提出了一种计算方法分析大攻角、带分离涡机翼的非线性颤振特性。在机翼变形与广义气动力之间建立一种描述函数关系,利用传统v-g法对机翼运动方程进行求解。此外,还发展了一种迭代运算过程,使得输入的振幅幅值比例调整到与求解颤振方程所得到的比例相协调。计算结果表明本文方法与实验是一致的。     

前缘形状对可控扩散叶型性能影响

采用改进的形状函数变换技术(CST)造型方法对一个可控扩散叶型(CDA)的前缘进行优化设计,实现了叶片前缘与叶身连接之间的曲率连续,消除了设计状态下叶片前缘速度尖峰,使得叶片的气动性能得到了显著改善.利用不同的形状函数生成不同的曲率连续前缘,叶型的最小损失相同,可用攻角范围的差别却很大.研究表明,这是由于前缘速度尖峰在非设计工况下的发展变化过程不同造成的.过强的前缘尖峰会导致附面层迅速增厚甚至提前转捩.     

一种新型压气机叶片造型方法的平面叶栅试验验证

为验证一种新型超/跨声压气机叶片造型方法——B样条控制中线角叶型、贝塞尔曲线控制叶型厚度方法 (BMAA方法)的有效性,分别与原有的可控扩散叶型定制造型和任意中线造型进行平面叶栅对比试验。结果表明,BMAA方法得到的跨声叶型,具有比定制叶型更优的气动性能;BMAA方法得到的超声叶型,具有与任意中线叶型相似的气动性能;与传统叶片造型方法相比,BMAA方法具有更高的效率,可提高叶片的气动负荷。     

单向CFRP螺旋铣削力建模

螺旋铣削加工工艺具有降低轴向力,改善排屑、散热条件等优点,螺旋铣削力是其重要过程指标之一。对单向CFRP螺旋铣削力建模方法展开研究,预测给定加工参数下的螺旋铣削力。首先,通过对螺旋铣削过程进行运动学分析和切屑几何分析,建立了螺旋铣削过程中侧刃、底刃动态切屑层模型,纤维切削方向角度模型和动态切削力计算模型。然后,分别通过侧刃直线槽铣实验和底刃半齿插铣实验,对各个切削方向角度下侧刃、底刃切削力系数进行了标定,并利用人工神经网络对切削力系数进行拟合。最后,将标定所得的切削力系数代入动态切削力计算模型中,建立了单向CFRP螺旋铣削过程动态切削力预测模型,并通过实验验证了模型的准确性。与现有模型相比,该模型不仅能够预测刀具螺旋运动周期内的切削力变化情况,还可以对每个刀具自转周期内的细节进行预测,通过考虑纤维切削方向角度对切削力系数的影响,反映了单向CFRP材料的各向异性,较为准确地预测了螺旋铣削力。     

气液针栓喷注单元雾化角模型

为了准确预测气液针栓喷注单元的雾化角,基于动量守恒建立了液束撞击气膜的雾化角理论模型,通过试验结果获得变形因子,并分析了结构参数和工况参数对雾化角的影响规律。结果表明:局部动量比对雾化角影响最大,其他结构参数和工况参数都是通过影响局部动量比而进一步决定雾化角;随着局部动量比增大,液束变形程度减小,液束变形导致有效撞击动量比小于几何动量比。根据试验结果分段给出了变形因子,当局部动量比范围为0～3时,变形因子推荐值为0.61,当局部动量比范围为3～4.5时,变形因子推荐值为0.70,当局部动量比范围为4.5～7.2时,变形因子推荐值为0.75,引入变形因子的理论预测值与试验结果吻合很好,该模型可为气液针栓喷注器的理论研究和工程设计提供参考。      

复杂应力状态下金属材料屈服模型及有限元验证

日益复杂的结构细节特征和载荷作用给飞机金属实体结构的精细化设计提出了极高挑战,对复杂应力状态下金属材料的屈服及失效行为的高精度预测是结构精细化设计与验证的关键。多种典型构形拉伸试验研究发现基于单一曲线假设的 von Mises 屈服理论难以精确描述金属材料在复杂三维应力状态下的屈服行为。为提高复杂应力状态下金属弹塑性行为的预测精度,提出一种基于应力三轴度和 Lode 角参数修正的 von Mises屈服模型,将该修正模型以 VUMAT 用户材料子程序嵌入 ABAQUS/explicit 求解器对铝合金 2024-T4 试件的屈服行为进行数值模拟。结果表明：本文提出的修正屈服模型比 von Mises 屈服模型更符合试验结果。     

基于气动力降阶的弹性飞机阵风响应仿真分析及验证

低速飞机在阵风作用下容易产生非线性气动力,从而引发非线性气动弹性效应,对飞行安全造成威胁。针对此类问题的分析,经典面元法无法满足计算精度要求,计算流体力学(CFD)/计算结构动力学(CSD)全阶耦合分析效率低下,因此需建立满足工程应用的高精度、高效率的飞行动力学仿真分析模型。针对以上问题提出了一种适用于工程的非线性气动力降阶模型(ROM)用以实现弹性飞机飞行动力学仿真,特别是低速飞机在遭遇大幅值阵风情况下的阵风响应仿真。以风洞试验飞翼飞机模型为对象,利用CFD方法获得了该模型的气动力数据,利用自回归移动平均(ARMA)方法和径向基函数(RBF)神经网络方法分别建立了该模型的线性气动力ROM和非线性修正气动力ROM。结合模型的刚弹耦合飞行动力学方程对模型遭遇阵风情况下的响应进行仿真分析,并将仿真结果和风洞试验结果及CFD/CSD计算结果进行对比。结果表明建立的基于非线性气动力ROM的弹性飞机仿真模型在气动力预测、稳定性分析及阵风响应分析方面的表现都优于基于线性气动力ROM的仿真模型,和试验结果及CFD/CSD分析结果一致性较好,且所建模型在相同工况下的仿真时间远低于CFD/CSD分析方法...