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针对150 kN级大涵道比涡扇发动机总体性能参数匹配设计问题,以A340-300飞机对发动机的任务需求为例,采用基于飞/发性能一体化快速迭代优化方法,将飞机/发动机一体化设计与发动机总体性能优化设计进行耦合迭代,对多约束条件下的大涵道比涡扇发动机总体性能方案进行优化设计。结果表明:在保证发动机满足飞机任务需求和任务载荷要求,以及发动机尺寸、质量、污染排放要求等约束条件下,飞机的最大起飞质量较初始方案减轻约14.33%,较A340-300飞机的最大起飞质量减轻约8%~9%;燃油消耗量较初始方案减少约20.6%;在保证发动机与飞机良好匹配性的前提下,通过飞发优化迭代使发动机和飞机的设计难度都有一定程度地降低。采用的研究思路与方法是合理、可行的,具有工程实用价值。 相似文献
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应用模糊推理理论的思想和方法设计和实现了编队防空辅助决策专家系统.文章详细介绍了系统的基本结构、知识表示和推理机制.系统采用模糊关系矩阵和基于框架的模糊推理相结合的推理方法,具有较高的准确性.最后给出了一个应用实例. 相似文献
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为了对固体火箭冲压发动机的推力进行直接控制,提出了基于PSO(粒子群优化算法)优化BP(back propagation)神经网络的固体火箭冲压发动机推力估计方法。采用SPSO(标准PSO)和三种不同的BBPSO(骨干PSO)寻优神经网络权值,而后以最优权值进行BP网络训练,对其进行精调,如此便可获取推力和燃气流量、飞行马赫数以及飞行高度之间的非线性关系,从而完成推力估计器的设计。利用240组训练集数据对网络进行训练,并用180组测试集数据对网络进行验证。仿真结果表明:在SPSO、BBExp(exploiting BBPSO)、ABPSO*(modified adaptive BBPSO)和SNPSO(simplified pruning strategy based BBPSO)等四种不同的PSO中,基于SNPSO优化BP神经网络实现推力估计器设计是最为便捷有效的方法,不仅形式简单,而且对于测试集数据而言,其能够将推力相对误差控制在5%以内。 相似文献
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