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151.
气动变量参数化的压气机转子三维数值优化 总被引:1,自引:1,他引:0
采用"试验设计+响应面模型+遗传算法"的优化设计体系,结合压气机设计常用的叶片造型程序和流场模拟软件,搭建了轴流压气机叶片三维优化设计平台,并对某涡喷发动机加零级压气机的零级转子进行了优化.优化目标为极大化转子的设计点绝热效率.约束条件为流量、增压比基本不变.分别以相对气流角和气流脱轨角作为优化自变量,进行了两个算例的优化.即为与现代设计系统相接轨,不同于叶片几何参数优化,取设计中具有物理含义的气动参数作为优化自变量.优化后的绝热效率分别提高了0.82和0.73个百分点. 相似文献
152.
人工制备的冰雹可用于多种航空附件冰撞测试。本文以ASTM F320—2010标准为基础,设计制作了多种冰雹,对冰雹的力学性能及影响冰雹力学性能的因素开展了研究。采用低温万能试验机对冰雹进行准静态试验,使用高速摄影技术深入分析冰雹破碎过程及特征,对比分析不同棉纤维种类、棉纤维特性和棉纤维含量下冰雹的力学性能。研究结果表明,含棉冰雹失效过程可分为3个阶段:线性增长阶段、屈服阶段和破碎阶段,失效过程中最大抗压强度出现在线性增长阶段末端。棉纤维的强度和弹性越好,冰雹破碎所需的加载力越大;棉纤维上附着的冰量越少,冰雹破碎所需的加载力越小。棉纤维含量增加可以加强棉纤维的连接作用,使含棉冰雹强度增加;但棉纤维含量到达15%时,继续增加棉纤维含量,冰雹抗压强度不会发生太大变化。亲水棉制成的冰雹抗压强度明显高于疏水棉制成的冰雹。研究结果可为中国民用大飞机适航符合性验证提供参考。 相似文献
153.
航天器控制系统智能健康管理技术发展综述 总被引:1,自引:0,他引:1
健康管理作为智能自主控制亟待突破的关键技术之一,是提升航天器安全可靠稳定运行能力的有效手段。结合人工智能技术的发展趋势,基于前期已建立的新型航天器智能自主控制系统通用架构,详细综述航天器控制系统的智能健康管理技术现状与发展趋势。首先,根据现有航天器设计、研制和在轨的具体情况,梳理出航天器控制系统健康管理技术所面临的挑战;然后,分别从故障预警、故障诊断和寿命评估3个方面,详细阐述基于人工智能的健康管理技术研究现状及其在航天领域的应用情况;最后,提炼出航天器控制系统健康管理技术的发展方向。 相似文献
154.
155.
介绍了国内外人工模拟结冰飞行试验技术概况,基于对FAA民机适航条例关于结冰条件运行的要求及咨询通告推荐的符合性方法的全面了解,分析了人工模拟结冰飞行试验技术在飞机设计与验证中的应用需求,总结了人工模拟结冰飞行试验体系构建需要解决的关键技术,结合运-8结冰喷水机的研制探讨了人工模拟结冰飞行试验的技术内涵。 相似文献
156.
为研究航空飞行器透明外壳测试标准(ASTM-F320-2010)中含棉冰雹及航空发动机吸雹测试中纯冰冰雹的力学性能,设计并制作冰雹模具。以自然冰雹冷冻温度为准,采用不同冷冻温度制取冰雹并在万能试验机中对冰雹进行压缩,得到了冰雹的准静态抗压强度数据及冷冻温度与冰雹力学性能间关系。结果表明,冷冻温度在-10~-30 ℃变化时,纯冰冰雹平均抗压强度略有提高,约为2 MPa,而含棉冰雹平均最大抗压强度在该温度区间内并没有表现出明显地温度相关性;冷冻温度下降至-40 ℃,两种冰雹的平均抗压强度都有上升,冷冻温度对纯冰冰雹影响更加剧烈,纯冰冰雹上升更加显著;提出可将-40 ℃制作地测试冰雹加入我国未来商用航空发动机及民用大飞机适航测试试验考虑范围。 相似文献
157.
《中国航空学报》2020,33(1):191-204
To efficiently and fully utilize aircraft carrier resources, an optimization model is presented to deal with parameter matching between aircraft and carrier in the process of aircraft catapult launch. Based on carrier aircraft longitudinal dynamic equations and theorem of kinetic energy in catapult launch course, the work characteristics of different forces are learned and a theory model of parameter matching is deduced. In view of the uncertainty of the model parameters of the theory model and the low matching accuracy of the approximate model, an optimization model of parameter matching is introduced in line with the structure of theory model and the approximate model and is generated by the proposed immune genetic algorithm. Compared with the original genetic algorithm and immune algorithm, the proposed algorithm has better calculation accuracy and convergence. The calculation results show that the optimization model occupies certain application value of engineering estimation from the comparison with the relevant literature data and has higher precision than the approximate models. The validity of the proposed approach is verified with numerical case study on a carrier based aircraft. 相似文献
158.
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160.