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1.
针对传统蚁群算法在无人机3 维航路规划中存在搜索时间长、容易陷入局部最优解的问题,提出一种蚁
群算法的改进策略。将固定翼无人机的性能约束条件作为待扩展节点是否可行的判断条件,减小计算量和算法搜索
时间;对航路点的高度规划采用直接设定策略,将3 维航路规划问题简化为2 维航路规划问题,减小算法的复杂性;
改进全局信息素更新规则和安全启发因子,解决了局部最优解和威胁源规避问题。仿真结果表明:改进蚁群算法与
传统蚁群算法相比,能够有效规划出一条从起点到终点的飞行航路,具有更高的有效性和实用性。 相似文献
2.
Based on corrosion damage data of 1 0 years for a type of aircraft aluminum alloy, the statistical analysis was conducted by Gumbel, Normal and two parameters Weibull distribution function. The results show that aluminum alloy structural member has the corrosion history of pitting corrosion--intergranular corrosion-exfoliation corrosion, and the maximum corrosion depth is in conformity to normal distribution. The accelerated corrosion test was carried out with the complied equivalent airport accelerated environment spectrum. The corrosion damage failure modes of aluminum alloy structural member indicate that the period of validity of the former protective coating is about 2.5 to 3 years, and that of the novel protective coating is about 4.0 to 4.5 years. The corrosion kinetics law of aluminum spar flange was established by fitting corrosion damage test data. The law indicates two apparent corrosion stages of high strength aluminum alloy section material: pitting corrosion and intergranular corrosion/exfoliation corrosion. The test results agree with the statistical fit result of corrosion data collected from corrosion member in service. The fractional error is 5.8% at the same calendar year. The accelerated corrosion test validates the corrosion kinetics law of aircraft aluminum alloy in service. 相似文献
3.
军用航空发动机的腐蚀及腐蚀控制 总被引:3,自引:0,他引:3
针对目前军用航空发动机的腐蚀情况,结合一些腐蚀故障事例,分析了腐蚀对发动机重要零部件的影响,以及这些腐蚀故障的产生机理,提出了对发动机腐蚀的一些控制措施.
T 相似文献
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直升机飞行动作时间比例改变对动部件疲劳损伤影响分析 总被引:1,自引:0,他引:1
建立分析飞行动作时间比例改变对动部件疲劳损伤影响的数学分析模型,引入"疲劳损伤放大系数"的概念,通过计算只有一个飞行动作时间比例改变和只有一个飞行动作时间比例未改变得到的放大系数,可以定性和定量分析各种飞行动作时间比例改变对动部件疲劳损伤的影响程度.依据某型直升机的实测飞行谱和主、尾桨叶的疲劳载荷频数均值谱,运用所建立的模型进行分析.研究表明,对某犁直升机的关键动部件,所有的鸽种飞行动作中只有三种飞行动作造成的损伤在飞行动作时间比例变化0.1时疲劳损伤变化超过0.01,同时飞行动作的敏感性具有很大的部件依赖性,巡航平飞状态是最敏感的飞行动作.最后通过运输直升机改为反潜直升机的谱型变换实例(只有一个飞行动作未改变时),说明用文中得到的疲劳损伤放大系数进行不同谱型疲劳损伤计算的适用性. 相似文献
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预腐蚀疲劳寿命影响系数模型研究 总被引:1,自引:0,他引:1
针对腐蚀环境下飞机结构疲劳寿命评定问题,研究了恒幅应力水平下的地面停放预腐蚀影响系数C模型,根据统计分析推导出C曲线的关系式;疲劳试验数据分析结果建立了预腐蚀影响系数C模型.结果表明,随着腐蚀时间的增加,疲劳寿命影响系数C不断下降;同一时间下,应力水平S高,影响系数C大;应力水平S低,影响系数C小;在一定的腐蚀疲劳条件(时间、应力水平)下,可求出任一给定可靠度p时的Cp值和疲劳寿命预测值. 相似文献
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