μC/OS-Ⅱ的优化及在智能变送器中的应用

因为μC/OS-Ⅱ受到内部存储资源及代码运行速度的限制,所以在两线制智能变送器中引入实时嵌入式操作系统μC/OS-Ⅱ时,必须要对μC/OSⅡ-进行优化。在研究内核的基础上,提出了任务/事件的静态创建机制及单节点标志事件方法。数据对比表明,优化后的μC/OS-Ⅱ在启动速度、内存占用等方面有明显改善。利用优化后的μC/OS-Ⅱ,实现了变送器系统的多任务实时运行需求,并且验证了系统能够符合HART通信链路层的规范要求。

内置式永磁游标轮毂电机结构参数多目标优化

外转子内置式永磁游标电机采用了磁调制原理,其内嵌永磁的结构能够提供额外的磁阻转矩,在低速大转矩方面有显著优势。研究了V形内置永磁游标电机,针对其磁路结构复杂、电磁参数多、不同性能指标之间难以平衡的问题,选取电磁结构参数作为优化对象,采用有限元的计算方法建立了BP神经网络代理模型,并利用NSGA-Ⅱ进行多目标优化,电机转矩和铁心损耗的优化率均达到10%以上,验证了多目标优化算法在内置式永磁游标电机设计方面的优越性。

基于第二代非支配排序遗传算法的转子优化设计

为了减小双盘转子系统的整体振动,针对航空发动机普遍采用的典型1-0-1支承结构下的双盘转子,提出了一种使用多学科优化软件Isight与通用有限元软件ANSYS集成的分析方法。将两转盘位置作为优化变量,以一阶临界转速在10%内的变化为约束条件,采用第二代非支配排序遗传算法NSGA_Ⅱ(Non-Dominated Sorting Genetic AlgorithmⅡ)最小化过一阶临界转速时两转盘的振幅。在高速柔性模拟转子试验器上进行了试验验证,优化后,盘1过一阶临界转速时最大振幅下降了77%,盘2下降了68%,试验结果证明了该优化方法的正确性,能够有效、准确地获取转盘的最优位置,提高了转子设计的效率和质量。

八旋翼微型飞行器的自适应滑模控制器设计

八旋翼微型飞行器的不确定性导致很难获得稳定的控制。鉴于此,提出一个稳定的八旋翼微型飞行器的姿态控制策略以适应系统的不确定性因素和外部干扰。首先,采用区间二型模糊神经网络来逼近八旋翼微型飞行器动力学模型中的非线性和不确定性函数。然后,用李诺夫稳定性定理证明闭环系统的渐近稳定性,并利用对区间二型模糊神经网络和滑模控制增益进行在线调整。仿真结果表明,基于区间二型模糊神经网络的自适应滑模控制器能够保证在不确定性因素和有外部干扰的情况下保证八旋翼微型飞行器控制系统的良好性能,与传统的自适应滑模控制器及基于区间一型模糊神经网络的滑模控制器相比,性能显著提高。

基于全域解析法的外转子轮毂永磁同步电机多目标优化

基于全域解析法对外转子永磁同步电机(PMSM)的空载反电动势、气隙磁密、齿槽转矩等性能求解计算。计算结果与有限元法计算结果较为吻合,验证了全域解析法对外转子PMSM求解的准确性。在此基础上应用第二代非支配排序遗传算法(NSGA-Ⅱ)对电机多个结构参数,多个性能进行多目标优化。与初始方案相比,优化方案的电机综合性能得到有效提高。经过仿真和试验验证,证明了所提方法的合理有效性。

水平转弯状态旋翼气动噪声特性计算分析

为研究水平转弯状态的旋翼气动噪声特性,基于Camrad II计算得到的旋翼非定常气动载荷,采用Ffowcs Williams-Hawkings(FW-H)方程计算了旋翼气动噪声特性。在相同转弯半径下计算分析了前进比对旋翼气动力和噪声的影响;同时基于二级声辐射模型开展了地面声场计算。计算结果表明:旋翼拉力和桨涡干扰会对旋翼噪声产生影响,在某些工况下都可能起主导作用;合理地选择转弯状态可以降低旋翼噪声水平。当转弯半径为40 R时,左转弯状态最佳前进比为0.25,右转弯状态最佳前进比为0.2;不同前进比对应的最大地面等效连续声级差异能够达到7 dB。

双盘转子系统优化算法与试验

为了讨论不同优化算法的效果差异,利用有限元分析技术,针对典型1-0-1支承方案的双盘转子系统进行建模仿真,在分析其动力学特性的基础上,联合多学科优化软件ISIGHT,将两转盘位置作为优化变量,以1阶临界转速在10%内的变化为约束条件,采用不同的优化算法:进化算法(EVOL)、多岛遗传算法(MIGA)、邻域培植遗传算法(NCGA)、第二代非支配排序遗传算法(NSGA-Ⅱ)以及Pointer方法,最小化过1阶临界转速时两转盘的最大振幅,得到两转盘的最优位置.在高速柔性模拟转子试验器上进行了瞬态试验,结果表明,NSGA-Ⅱ只需要计算240个点,就可以使两转盘振幅分别下降76.94%和67.42%.因此,NSGA-Ⅱ是最适合该类转子系统的优化方法.

翼型气动特性对高原环境旋翼气动性能影响研究

以HARTⅡ模型旋翼为研究对象,开展了高原环境下翼型气动特性对旋翼气动性能影响的研究。首先,基于CAMRADⅡ综合分析软件,采用自由尾迹模型建立适合于HARTⅡ旋翼的气动计算模型,并采用相关试验数据进行了计算验证。在此基础上,针对悬停和前飞状态开展了计算研究,分析了不同飞行速度和海拔高度下剖面翼型气动环境对直升机旋翼性能的影响规律。计算结果表明,高原环境悬停效率受翼型本身阻力特性的影响在大拉力系数下下降更快;高原环境旋翼升阻比曲线受剖面翼型工作迎角和马赫数的影响在平原环境升阻比曲线之下;高海拔大前进比时,桨叶尖端区域剖面翼型前行侧的来流马赫数超出阻力发散马赫数,受空气压缩性影响,旋翼性能降低。