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改进后的遗传算法采用自然数直接编码,在个体选择上结合使用常用的最优个体保留策略和轮盘赌法。文章基于经典0-1背包问题的数学模型基础,构造改进后的遗传算法和适应度评估,减少二进制编码或浮点型编码的复杂性,同时精简适应度评估的计算。文章通过进行多次实验和计算,证明改进后的遗传算法,在优化0-1背包问题方面比传统的遗传算法,收敛性更好、更优越,进而更高效地获得问题的最优解或近似最优。 相似文献
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论文基于UG平台建立鼓形齿轮模型,再将模型导入ANSYS软件中,分析了鼓形齿轮在非对中有偏角工作时的接触应力分布,并结合实际,说明了有限元分析方法在鼓形齿轮接触问题上的有效性。 相似文献
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杨华 《航空精密制造技术》1991,(3)
本文介绍了汽轮发电机叶片淬火机床的工作原理,加工过程和对电控系统的要求以及电控系统的设计。火力发电厂中广泛使用的汽轮发电机和燃气轮机发电机,在其正常运行中,它们的叶片受水汽的冲蚀最为严重,因而对其强度要求也特别高。在以往的叶片加工中,其热处理均采用人工淬火,工效低,温度难以控制,使淬火不均,从而导致了加工 相似文献
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低标高有限空间喷流的发展过程及掺混过程,是揭示热喷流流动特性的迫切问题。采用大涡模拟计算研究地面热喷流气动特性,建立不同离地高度的超声速喷管模型,对总温为870 K、马赫数为1.526的热喷流状态开展数值模拟,分析有限空间喷流的发展过程。首先评估了喷流模型温度分布和速度分布,随后在此基础上,对比了2种模型涡核发展过程,并通过试验予以了验证。研究表明:有限空间与自由空间喷流场涡核发展过程大致相同。有限空间喷流在核心区长度10Dj (Dj为喷管出口直径)位置时,地面开始对喷流产生影响,导致地面温度升高;在核心区长度10Dj位置以后,由于地面对喷流的影响,使得喷流与空气的掺混加剧,喷流在地面的作用下诱导出二次涡流,涡核分布更加集中,且其中以大尺度发卡涡为主。研究结果为相关工作提供了参考。 相似文献
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声爆精确预测问题是制约超声速客机技术突破的关键瓶颈之一。由于大气来流条件不断发生波动存在不确定性,为得到更可靠的声爆近/远场信号,需考虑来流参数的不确定性对声爆预测结果的影响,并甄别其中影响声爆预测的关键性因素,为工程实际应用提供有价值的参考。本文基于CFD声爆近场信号模拟和增广Burgers方程的声爆远场信号预测方法,对第三届声爆预测研讨会(SBPW-3)的C608低声爆超声速飞行器开展了声爆信号特性分析。首先,采用约5 021万非结构混合网格半模计算了近场过压值,并研究了远场地面波形计算的时间和空间网格收敛性。接着,分析了基准状态下复杂近场流动特征及地面波形特征,通过与C608飞行器公开数据对比,验证了该方法和自研程序的准确度。此外,研究了不同物理模型和大气相对湿度对地面波形的影响。在此基础上,运用基于非嵌入式多项式混沌(NIPC)方法开展了对不同来流参数(来流马赫数、来流攻角和单位雷诺数)的不确定度量化分析和敏感性分析。结果表明,在给定的输入变量不确定度条件下,地面波形波峰与波谷处过压值变化明显。相比而言,来流单位雷诺数对地面波形过压值的影响显著低于来流马赫数和来流攻角的影响。 相似文献
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为探索侧向喷流流动控制技术对高速导弹方向舵局部气动热特性的影响规律及相关机理,对带有方向舵和舵轴的导弹在不同攻角和喷流条件下进行了数值模拟,得到了模型流场和壁面热流分布。研究结果表明:喷流压比达到75时,可以避免受弓形激波干扰的来流气体作用在方向舵上,能有效减少方向舵前缘中后段的壁面热流;随着喷口位置与方向舵前缘距离的增加,喷流后回流区结构和范围变化不明显,方向舵前缘的壁面热流变化不大;不同攻角来流条件下,侧向喷流均能有效降低方向舵前缘的壁面热流。攻角大于10°后,喷流的热防护效果有所降低;有攻角来流条件下,在舵轴的正前方喷流,自由来流绕喷流流动,舵轴下壁面边界层内气体密度上升,使舵轴两侧压差增大,舵轴的壁面热流增大;在0°攻角来流条件下,喷口两侧方向舵所受侧向力与喷流推力方向相反,此时导弹的放大因子增大。 相似文献
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A 类性能是运输类直升机的典型特征,A 类性能飞行试验是表明符合性的最佳途径。以CAAC 颁布的相关A 类性能适航文件为基础,分析A 类起飞性能产生的背景,研究相关规章条款的要求和符合性方法,探讨极限高度—速度包线、A 类起飞航迹、A 类继续起飞和中断起飞以及最终起飞决断点确认等试飞技术,制定无障碍机场A 类性能起飞决断点试飞风险管控措施。构建的直升机无障碍机场A 类性能起飞决断点试飞方法及试飞风险管控措施,有效地指导完成了AC312E、AC313 等直升机的局方审定飞行试验工作,为其获得CAAC 型号合格证奠定了基础。 相似文献