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121.
122.
引入流量因子和效率因子,通过在稳态模型中修改流量因子和效率因子,模拟几种性能失效形式,分析了它们引起压气机和涡轮测量参数的变化.以发动机稳态模型为基础,构建优化部件性能参数的非线性约束模型,得到部件性能参数的衰退过程.在得到的性能参数基础上,代入到发动机稳态模型,得到对应的测量参数,同时滤掉噪声的干扰.又运用雅克比矩阵建立部件性能参数与测量参数的对应关系,得到的测量参数与非线性结果进行比较,证明了非线性约束模型计算发动机测量参数的优越性 相似文献
123.
密切内锥乘波前体进气道一体化设计和性能分析 总被引:5,自引:11,他引:5
采用特征线方法设计了具有直线初始激波、内收缩段消除激波反射、出口参数均匀可控的基准内锥流场。基于密切内锥(Osculating Inward turning Cone,OIC)乘波体设计方法,发展了密切内锥乘波前体进气道(Os-culating Inward turning Cone Waverider Inlet,OICWI)一体化设计技术。基于基准内锥流场和前体进气道一体化设计技术,设计了密切内锥乘波前体进气道。采用数值方法对设计的密切内锥乘波前体进气道进行了计算分析,结果表明无粘流场结构和基准内锥流场吻合,无粘模拟结果和理论设计结果吻合。粘性数值模拟结果显示一体化进气道具有较高的流量捕获率及总压恢复特性,进气道出口流场分布均匀。 相似文献
124.
125.
相比传统吸波材料,电路模拟吸波材料可以很好地减小材料厚度、提高吸波性能,其设计通常使用遗传算法进行优化。针对传统遗传算法的诸多不足,对交叉和变异概率进行了改进、引入了模拟退火思想作为子代接受准则并增加了算法终止准则。其中,对交叉和变异概率的改进是最大创新点。改进后的遗传算法只需进化100代即得到最优解,平均反射率为-15.0420,厚度为1.43 mm,均优于传统算法得出的结果。结果表明,改进后的遗传算法具有收敛速率快、不易陷入局部最优解等优点。 相似文献
126.
大展弦比低雷诺数气动布局容易较早出现气流分离,会带来明显的非线性气动力问题。针对此类布局提出了一种建立基于Kriging插值的非线性压力系数分布模型的方法。从Navier-Stokes方程计算的不同状态下飞机的压力系数中提取不同坐标的系数。利用Kriging插值函数建立CFD压力系数对迎角导数的响应面,将插值结果代入偶极子网格法(Double-Lattice Method,DLM)修正其线性方法。利用无限板样条(IPS)方法进行气动结构耦合,实现了有限元结构的非线性气弹响应分析。算例结果验证了方法对于静气弹分析的有效性,同时能准确地反映弹性带来的气动效率的降低和非线性力矩特征。 相似文献
127.
128.
氢氧爆轰波与界面的相互作用 总被引:2,自引:0,他引:2
用TVD格式数值模拟了初压在0.1-1.0MPa,3H2+O2的爆轰波与固壁的反射特性,以及初压在1.0MPa,3H2+O2的爆轰波与初压在0.02-0.3MPa范围内的卸爆气体的相互作用特性。 相似文献
129.
非线性动态逆神经元解耦飞行控制方法 总被引:2,自引:0,他引:2
提出一种非线性动态逆神经元控制系统设计方法,并成功的将其应用于某战斗机非线性解耦控制问题。该方法的基本思想是采用神经元网络建立非线性被控对象的动态逆模型,将被控对象转化为伪线性系统,并用现代控制系统综合设计方法对神经元伪线性系统进行闭环优化设计。给出的战斗机非线性动态逆神经元解耦飞行控制系统的仿真结果显示出人工神经元网络作为非线性动态逆控制单元所具有的潜在能力。 相似文献
130.
均值检验方法及其在冗余惯性导航系统中的应用 总被引:3,自引:0,他引:3
采用了非线性滤波的方法对影响故障检测及分离(FDI)性能的传感器误差进行了补偿,同时提出了故障检测与分离的均值检验方法(MVT),该方法可以对2个传感器同时出现故障的情况进行检测与隔离。5个陀螺冗余惯性导航系统仿真结果验证了本文算法的有效性。 相似文献