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301.
提出了变精度模型的分级型进化算法并对初始翼型为NACA0012的二维翼型进行了跨声速流动下的形状增升优化。借鉴自然进化中不同进化阶段个体适应度评估环境不同的机理,构造了分级精度模型以加速优化过程。对翼型进行了给定气动条件下的形状增升优化,给出了优化结果,并与传统基因算法及单精度模型算法结果进行了对比。 相似文献
302.
303.
子母弹抛壳过程非定常流动的数值模拟 总被引:4,自引:2,他引:4
利用弹簧近似和网格重构相结合的非结构动网格技术,耦合求解Euler方程及弹道方程,模拟飞行在46千米高空、0°攻角、马赫数6.5、壳片分离初速分别为6m/s,12m/s、壳片分离角速度分别为0°/s,50°/s,150°/s的子母弹抛壳动态过程。研究表明,抛壳初期,壳片与母弹周围形成复杂流动,在壳片内表面存在激波的生成、发展、减弱等非定常过程,导致壳片受到气动力随着分离距离增加表现为很强的非线性特征;壳片分离初始角速度对壳片姿态的影响不是线性的,尽管分离初始角速度增加到150°/s,由于转动惯量小、俯仰力矩大,壳片实际飞行姿态达不到设计要求,壳片攻角较小,气动阻力小,导致壳片伴随母弹较长时间飞行;增大分离初速是实现快速分离的有效措施。 相似文献
304.
用DES数值模拟具有横向喷流的紊流流场 总被引:3,自引:0,他引:3
DES(DettachedEddySimulation)是把RANS(雷诺平均Navier Stokes方程)方法及LES(大涡模拟)方法结合起来的模拟有脱体涡的紊流流场的数值模拟方法。其主要思想是在物面附近解雷诺平均Navier Stokes方程、在其他区域采用Smagorinski大涡模拟方法。本文用DES及混合非结构网格数值模拟复杂紊流流场,算法采用Osher逆风格式,对超音速钝头体、三角翼、某型飞机及带喷流的导弹绕流用该程序进行了数值模拟。结果表明用DES模拟有分离的紊流流场是高效的。 相似文献
305.
应用复变量方法计算目标函数关于设计变量的灵敏度,以此进行优化设计.该方法尽管计算量较大,但求灵敏度简单易行,适合目标函数比较复杂的情形,而且精度很高,几乎不受扰动步长影响,数值优化过程特别健壮,所以非常适用于设计变量不多或气动力计算很快的情况. 相似文献
306.
307.
介绍了应用结构排除法进行故障诊断时故障的可诊断性,指出了使用(0,1)故障矩阵时有可能出现错误的诊断结果,介绍了计算敏感度矩阵的方法,同时也和(0,1)故障矩阵进行了比较。在设计故障诊断系统时,利用敏感度矩阵,能够针对不同的关系式故障选择最佳检验参数和排除参数的组合,可以提高故障诊断结果的可信度。 相似文献
308.
发动机连杆的可靠性灵敏度设计 总被引:1,自引:2,他引:1
将可靠性设计理论与灵敏度分析方法相结合,讨论了发动机连杆的可靠性灵敏度设计问题,提出了可靠性灵敏度设计的计算方法,给出了可靠性灵敏度的变化规律,研究了设计参数的改变对连杆可靠性的影响,为连杆的可靠性设计提供了理论依据。 相似文献
309.
310.
参照C-17运输机发动机安装位置,考虑内、外涵道分开排气,建立了外吹式襟翼动力增升全机几何分析模型以及相应的巡航构型.采用结构化多块网格技术,基于雷诺平均Navier-Stokes方法,分别对全机增升构型和单独发动机动力喷流进行数值模拟验证,在此基础上对外吹式襟翼动力喷流效应展开研究.对于低速动力增升构型,发动机喷流大部分直接冲刷襟翼下表面而后向下偏转,部分高速气流经襟翼缝道引射并加速后吹向襟翼上表面,两部分气流在襟翼后缘汇合并向下游延伸,喷流冲刷襟翼时存在明显展向横流特征.在动力喷流影响下,不仅襟翼环量大幅增加,缝翼和主翼上的环量也均有所增加,全机可用升力系数和最大升力系数均突破了机械式增升装置的极限,达到4.0以上.同时,全机低头力矩大幅增加,为纵向配平带来额外的压力.对于相应的高速巡航构型,发动机喷流主要影响机翼下表面的压力分布,使得全机升力减小,阻力明显增大.动力增升构型在基本翼设计过程中应充分考虑喷流的影响. 相似文献