超燃冲压发动机再生冷却结构的多目标优化设计

针对当前超燃冲压发动机再生冷却结构的优化研究存在对经验关联式依赖的问题,且对流动压力损失问题重视不足,采用响应面法结合多目标遗传算法,以燃气侧平均壁温和流动压力损失为优化目标,对单根再生冷却通道的肋高、槽宽和肋厚进行优化设计。结果表明:肋高对优化目标的影响程度最大,其次是槽宽、肋厚,且不同进口质量流量下设计变量对优化目标的影响规律是相似的。计算得到设计工况下的Pareto最优解集后,从中可选取多组综合流动换热性能优于初始通道的结构。对解集中一组优化通道进行圆整并以进口质量流量为设计变量建立响应面,获得了冷却平板的设计方案及1.539~9.604kg/s的允许进口质量流量范围。     

多层前向BP网络函数逼近能力的研究

对多层前向神经网络的函数逼近能力进行了研究，讨论了用多层前向ＢＰ网络来逼近非线性函数时，输入激励信号的选择和增加隐层层数和每层神经元个数对逼近精度的影响。为了在隐层层数、每层神经元个数有限的情况下，加快网络学习速度，改善逼近效果，本文提出了利用对被逼近函数的先验知识，在隐层前加一函数层的思想，并通过仿真证明了其有效性。     

基于响应面法的跨声速翼型气动优化设计

基于响应面方法进行了跨声速翼型的气动优化设计。流场计算采用雷诺平均N-S方程。响应面模型采用二次多项式来构造，试验点的选取满足D优化准则。设计结果表明该方法只需通过较少流场计算就能对翼型的单个或多个设计点、在多约束条件下进行气动优化设计，设计质量较高，有较大的工程应用价值。     

基于翼型反设计的遗传算法

遗传算法有时收敛太慢或收敛困难.在翼型反设计问题中,算法的计算效率很重要.给出了翼型的非均匀B样条曲线表示,设计了遗传操作算子,引入一种简单、易实现、高效率的随机逼近算法--Simultaneous Perturbation Stochastic Approximation(SPSA)算法,将SPSA算法作为一种快速局部优化方法和遗传算法的整体搜索策略结合起来,为翼型反设计提出了一种快速高效优化算法.并用该算法分别对NACA2412和NACA0016翼型进行了反设计,取得了令人满意的结果.     

基于双循环的离心叶轮多学科可靠性优化设计

 针对传统多学科设计优化方法中未能考虑不确定因素的问题,开展基于可靠性的多学科设计优化(RBMDO)方法的研究。以离心式压气机叶轮为对象,综合考虑工作状况和材料参数等随机性因素的影响,利用改进的一次二阶矩(AFOSM)法进行可靠性分析,通过双循环策略将多学科可行优化方法与可靠性分析相结合,合理引入近似技术,建立了基于可靠性的多学科设计优化系统。对某离心叶轮进行多学科可靠性优化设计的算例表明,在满足所有可靠性指标的前提下,该方法可实现离心叶轮综合性能的提高,并有效地缩减设计周期。     

基于动态贝叶斯网络的可修GO法模型算法

GO法是评价复杂系统可靠性和安全性的有效方法,除了能描述多状态时序特性外,还能表达系统的复杂动态维修行为.针对这种带有动态可修特性的系统GO法模型,提出一种基于动态贝叶斯网络的新算法.首先将GO法模型中的可修操作符和不可修操作符转换成动态贝叶斯网络,然后将整体模型通过贝叶斯软件进行模型求解.新方法结合贝叶斯网络理论的成熟算法和软件,可得到系统可用度随时间变化的曲线和给定时间点的瞬时可靠性指标,并且无需考虑共有信号问题.基于动态贝叶斯网络理论的新算法规则简单统一,便于工程应用.      

基于基尔霍夫驻留相位近似法的深粗糙度高斯型粗糙面光散射

推导了基尔霍夫驻留相位近似法理论的计算公式.基于基尔霍夫驻留相位近似法研究了平面波入射深粗糙度高斯型粗糙面的光散射,综合高斯型粗糙面的自相关函数给出了不同极化状态下散射系数的数学表达式.由数值计算获得了不同散射角、散射方位角及入射波波长的双站和单站散射系数,讨论了粗糙面高度起伏均方根、相关长度、介质介电常数和入射波波长...     

阶梯函数逼近阶与若干函数类的特征

利用阶梯函数逼近给出了连续函数类的特征,并在此基础上分别导出阶梯函数逼近李普希兹函数类和狄尼-李普希兹函数类的逼近阶。     

复杂结构优化设计的二级多点逼近方法

提出了一种独特的多元逼近函数,它具有良好数值稳定性和直观意义。该逼近函数结合二级多点逼近概念形成了更完善的相应优化算法。将本文方法用于梁结构优化设计,且直接选取梁剖面细节尺寸作为设计变量而不引入特殊的中间变量。算例表明,本文方法具有令人满意的计算效率,从而也验证了方法的广泛适用性。     

使用高阶逆风通量差分裂格式的悬停旋翼流场数值模拟

为减少Jameson二阶中心差分有限体积法导致的旋翼尾迹的数值耗散,将三阶逆风格式(MUSCL)与通量差分裂方法相结合,建立了一个三维雷诺平均N-S方程数值模拟悬停状态旋翼流场的方法。为了充分考虑旋翼尾迹对流场的影响,采用周期性边界条件和由动量理论导出的远场边界条件。为进一步减少尾迹数值耗散和便于添加上述边界条件,采用了嵌套网格方法。然后,进行了算例计算,给出了桨叶表面的压强分布,与可得到的试验数据及二阶中心差分方法的计算结果进行了对比,并针对几种不同桨尖形状的旋翼悬停流场进行计算,数值结果显示:后掠桨尖可减弱超临界流动。此外,还计算和分析了旋翼下方不同位置上的涡量分布。计算结果表明,本文方法能够有效地减少旋翼尾迹的数值耗散。