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基于径向基函数的优化代理模型应用研究 总被引:1,自引:1,他引:0
针对已有径向基函数建模方法在小样本情况下存在的模型精度低,误差大的缺点,本文提出了基于交叉验证技术的径向基函数代理模型构造方法,即在计算径向距离时引入权值系数,通过对其优化以减小模型的预测误差平方和,从而提高模型的精度。采用两种测试函数对本文所提出的方法进行验证,结果证明了本方法相对于传统的径向基函数建模方法可以有效提高模型精度,减小模型误差。最后,将其应用于传感器飞机的总体优化设计之中,结果表明本文所提出的方法是可行的。 相似文献
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本文简要介绍了大型飞机起落架的布置形式、起落架的特殊设计要求和起落架纵向横向位置总体布置原则,并着重针对IL-76、An-70、C-17和A400M4种大型运输飞机因采用不同的主起落架和机轮布置形式,对飞机货舱地板高度,机身最大横截面积,飞机漂浮性等几方面所产生的不同影响进行了分析比较。 相似文献
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飞行控制系统普遍采用余度技术来提高自身的任务可靠性。余度部件效能的发挥程度主要取决于余度管理策略和方法。根据波音777飞机高升力控制系统的基本构架,通过在线监控与信号表决相结合的方法对系统余度管理方法进行研究。在余度管理方法的设计过程中,充分考虑了布线技术、硬件设计技术及与软件相结合的方法,不但简化了襟缝翼控制器的硬件设计,同时也简化了控制器软件的设计难度,提高了系统可靠性,所用到的方法对同类系统设计有一定的参考价值。 相似文献
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推力耦合的高超声速飞行器气动伺服弹性研究 总被引:3,自引:1,他引:2
对于采用吸气式超燃冲压发动机的高超声速飞行器,其发动机推力可能与机身弹性发生耦合影响,从而引起所谓的推力耦合气动伺服弹性(ASE)问题。为对其耦合原理及影响进行研究,以简化的飞行器纵向模型为对象,考虑结构弹性、非定常气动力、冲压发动机以及控制系统之间的相互耦合作用,建立了推力耦合的高超声速飞行器气动伺服弹性问题的一般建模框架和分析流程。采用牛顿冲击理论计算高超声速非定常气动力,基于准一维流动假设分析发动机性能。算例结果表明,考虑发动机推力的耦合影响后,飞行器的短周期特性和气动伺服弹性特性均有明显改变,气动伺服弹性稳定裕度下降可达16%,应当引起飞行控制系统设计部门的重视。 相似文献
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发动机反推力系统安全性设计 总被引:5,自引:3,他引:2
通过分析发动机反推力系统适航规章25.933、相关的适航咨询通告和背景资料,以及民用飞机反推力系统空难事故,获得了反推力系统设计的总体安全性要求,为国内反推力系统的安全性设计提供了重要的指导.运用系统安全性评估的方法对某型号反推力系统的初步方案进行了分析.结果表明:系统架构设计中存在单一故障导致反推力装置意外打开,不满足反推力系统总体安全性要求.为了消除该单一故障,提出了将同步锁的控制独立于反推控制器(EAU)的更改方案.这不仅明显提高了某型号反推力系统的安全性,也对以后其他型号反推力系统的设计具有重要的借鉴意义. 相似文献
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针对某大展弦比多控制面弹性机翼风洞模型,分别从频域和时域进行阵风响应分析和阵风响应减缓控制律设计。采用经典控制理论设计控制律,通过操纵位于0.6和0.8翼展处的内外侧控制面减小由正弦阵风引起的翼尖加速度(WTA)。低频段的阵风减缓的数值分析与风洞试验结果均表明:多控制面的阵风减缓效果优于单控制面。当来流速度为14 m/s时,针对频率为2~5 Hz的阵风,采用多控制面得到的WTA减小10%~24%;当来流速度在8~16 m/s时,针对频率为2 Hz的正弦阵风,闭环状态下的翼尖加速度减小10%~40%;结构有限元模型与真实模型存在工程允许的误差导致理论与试验结果存在一定的误差。本文的工作对工程实际中采用阵风减缓技术具有参考价值。 相似文献
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伸缩机翼变体飞机通过机翼伸缩调整机翼展长,从而改变机翼面积和展弦比,改变飞机的气动布局和机翼的气动特性,满足多任务点的设计要求。简要介绍伸缩机翼变体飞机的发展历史,重点研究一种采用伸缩机翼设计的超音速飞机的气动特性变化。研究结果表明:亚音速时机翼展长伸长,展弦比增大,飞机诱导阻力降低,升阻比提高,可以明显提高飞机的航程;超音速时机翼展长缩短,展弦比减小,飞机的波阻降低,升阻比增大,提高了超音速飞行性能。伸缩机翼概念用于超音速飞机设计时能很好地兼顾亚音速巡航和超音速冲刺。 相似文献
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