專利名稱：基于瞬時(shí)流量模型的航空柱塞泵配流盤結(jié)構(gòu)動(dòng)態(tài)優(yōu)化方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明屬于航空柱塞泵結(jié)構(gòu)優(yōu)化研究領(lǐng)域，具體涉及一種基于瞬時(shí)流量模型的航空柱塞泵配流盤結(jié)構(gòu)動(dòng)態(tài)優(yōu)化方法。

背景技術(shù)：
軸向柱塞泵由于其大功率、高效率和可靠性等特點(diǎn)，廣泛應(yīng)用于航空液壓泵源系統(tǒng)中。而由于自身的結(jié)構(gòu)以及油液的壓縮性等因素，航空柱塞泵必然存在著瞬時(shí)流量脈動(dòng)，而流量脈動(dòng)又是柱塞泵流體噪聲與壓力沖擊的根本成因，這種壓力沖擊會(huì)使得系統(tǒng)工作不穩(wěn)定甚至發(fā)生諧振，對(duì)系統(tǒng)的構(gòu)件產(chǎn)生嚴(yán)重的破壞。影響航空柱塞泵流量脈動(dòng)的因素很多，其中配流盤的結(jié)構(gòu)參數(shù)是最主要的影響因素，尤其是減振孔半徑r2和錯(cuò)配角θ。因此，對(duì)航空柱塞泵配流盤的結(jié)構(gòu)進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)對(duì)于降低飛機(jī)液壓系統(tǒng)的振動(dòng)和噪音具有十分重要的意義。
在配流盤結(jié)構(gòu)對(duì)柱塞泵流量脈動(dòng)的影響方面，很多學(xué)者做了研究。普渡大學(xué)的GaneshKumar Seeniraj等利用CASPAR軟件分析了配流盤結(jié)構(gòu)參數(shù)對(duì)柱塞泵流體噪聲的影響(詳見Ganesh Kumar Seeniraj，Monika Ivantysynova在2006年11月5日-10日于美國芝加哥舉行的會(huì)議《ASME 2006 International Mechanical Engineering Congress andExposition》上發(fā)表的論文《Impact of Valve Plate Design on Noise，VolumetricEfficiency and Control Effort in an Axial Piston Pump》，文章編號(hào)為IMECE2006-15001)；西南交通大學(xué)林靜等對(duì)不同結(jié)構(gòu)的配流盤進(jìn)行了CFD仿真分析，并給出了優(yōu)化建議(詳見林靜，孫明智在2007年《流體傳動(dòng)與控制》第3期上發(fā)表的論文《軸向柱塞泵配流盤結(jié)構(gòu)對(duì)流量脈動(dòng)的影響》)；浙江大學(xué)馬吉恩建立了柱塞泵流體噪聲的數(shù)學(xué)模型，并對(duì)配流盤結(jié)構(gòu)進(jìn)行了優(yōu)化(詳見浙江大學(xué)馬吉恩2009年博士論文《軸向柱塞泵流量脈動(dòng)及配流盤優(yōu)化設(shè)計(jì)研究》)；甘肅工業(yè)大學(xué)那成烈等通過對(duì)配流盤結(jié)構(gòu)進(jìn)行優(yōu)化，設(shè)計(jì)了非對(duì)稱偏轉(zhuǎn)的低噪聲配流盤結(jié)構(gòu)(詳見那成烈，尹文波，那焱青在2002年《甘肅工業(yè)大學(xué)學(xué)報(bào)》第28卷第4期上發(fā)表的論文《可壓縮流體工作介質(zhì)情況下軸向柱塞泵配流盤設(shè)計(jì)》)?，F(xiàn)有柱塞泵配流盤結(jié)構(gòu)優(yōu)化方法大都是利用軟件或?qū)υO(shè)計(jì)變量進(jìn)行抽樣而實(shí)現(xiàn)配流盤結(jié)構(gòu)的靜態(tài)優(yōu)化，很容易陷入局部最優(yōu)，且效率很低。


發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是克服目前柱塞泵配流盤結(jié)構(gòu)靜態(tài)優(yōu)化效率低和容易陷入局部最優(yōu)的缺陷，提供一種基于瞬時(shí)流量模型的航空柱塞泵配流盤結(jié)構(gòu)動(dòng)態(tài)優(yōu)化方法。
本發(fā)明在建立航空柱塞泵瞬時(shí)流量非線性模型的基礎(chǔ)上，選取航空柱塞泵的瞬時(shí)流量脈動(dòng)幅值作為優(yōu)化目標(biāo)函數(shù)，并采用旋轉(zhuǎn)矢量法對(duì)配流盤結(jié)構(gòu)參數(shù)進(jìn)行實(shí)時(shí)在線修改；并實(shí)時(shí)地將修改后的參數(shù)帶入航空柱塞泵瞬時(shí)流量模型中解算，對(duì)目標(biāo)函數(shù)進(jìn)行實(shí)時(shí)評(píng)價(jià)，直到得到最優(yōu)的結(jié)構(gòu)參數(shù)組合。
本發(fā)明提供的基于瞬時(shí)流量模型的航空柱塞泵配流盤結(jié)構(gòu)動(dòng)態(tài)優(yōu)化方法的具體流程如下 第一步、選取減振孔半徑r2和錯(cuò)配角θ作為航空柱塞泵配流盤結(jié)構(gòu)動(dòng)態(tài)優(yōu)化的設(shè)計(jì)變量，給定設(shè)計(jì)變量減振孔半徑r2和錯(cuò)配角θ的取值范圍。
一般情況下，減振孔半徑大于0小于排油窗頂部圓弧半徑r3，錯(cuò)配角范圍大于0度小于90度；對(duì)于具體的柱塞泵來說，可根據(jù)實(shí)際情況進(jìn)一步縮小這兩個(gè)設(shè)計(jì)變量取值范圍，以較少優(yōu)化過程的計(jì)算量。
第二步、在第一步確定的減振孔半徑r2和錯(cuò)配角θ的取值范圍內(nèi)，隨機(jī)產(chǎn)生兩組初始參數(shù)矢量XL＝(θ，r2)T和XH＝(θ′，r2′)T。
第三步、將兩組參數(shù)矢量XH和XL代入到航空柱塞泵瞬時(shí)流量模型中，得到兩組參數(shù)矢量下的航空柱塞泵的瞬時(shí)流量值。
航空柱塞泵的瞬時(shí)流量是周期性近似正弦的曲線，一個(gè)周期內(nèi)航空柱塞泵瞬時(shí)流量模型如下
其中，
式中，pd為泵工作壓力，p1為柱塞腔內(nèi)壓力，Cd為阻尼孔流量系數(shù)，ρ為油液密度。E為油液的彈性模量，A為柱塞截面積，ω為柱塞泵的角速度，β為斜盤傾角，k為柱塞腔的泄漏系數(shù)，V0為柱塞腔處于上死點(diǎn)的初始容積；r1為柱塞通油槽端部圓弧半徑，r2為減振孔半徑，r3為柱塞排油窗端部圓弧半徑，R為柱塞分布圓半徑，φ為柱塞轉(zhuǎn)過的角度；


θ0，r20分別為

θ，r2在特定柱塞泵中的一組定值。
第四步、選取航空柱塞泵瞬時(shí)流量脈動(dòng)幅值作為目標(biāo)函數(shù)，比較兩個(gè)目標(biāo)函數(shù)值F(XL)和F(XH)，即航空柱塞泵瞬時(shí)流量脈動(dòng)幅值，如果F(XL)＞F(XH)，則交換參數(shù)矢量XL與XH的值，否則不進(jìn)行交換。
航空柱塞泵的流量脈動(dòng)是引發(fā)壓力沖擊和噪聲的根本原因，減小瞬時(shí)流量脈動(dòng)幅值對(duì)于降低航空柱塞泵的流體噪聲和振動(dòng)具有實(shí)質(zhì)性意義。因此，選取航空柱塞泵的瞬時(shí)流量脈動(dòng)幅值F＝max(Qs)-min(Qs)作為配流盤結(jié)構(gòu)動(dòng)態(tài)優(yōu)化的目標(biāo)函數(shù)，其中Qs是航空柱塞泵的瞬時(shí)流量。
第五步、計(jì)算矢量差X＝XH-XL，將矢量差X繞矢量XL的終點(diǎn)L旋轉(zhuǎn)，旋轉(zhuǎn)變換遵循式X′＝X·rotator得到旋轉(zhuǎn)后的新矢量XT；將新矢量XT賦值給XH，即XH＝XT其中，

為旋轉(zhuǎn)因子，

為旋轉(zhuǎn)角度，

一般取120度。
第六步、如果繞點(diǎn)L完成一周360度旋轉(zhuǎn)，則轉(zhuǎn)向第七步，否則轉(zhuǎn)向第三步。
第七步、如果‖XH-XL‖＜ε，ε為給定的計(jì)算精度，ε一般選取為0.0001，則優(yōu)化函數(shù)全局最優(yōu)值，即最小瞬時(shí)流量脈動(dòng)幅值為F(Xmin)，最優(yōu)化結(jié)構(gòu)參數(shù)為Xmin＝XL，優(yōu)化過程結(jié)束；否則對(duì)XH做收縮變換，即XH＝XL+contractor(XH-XL)，contractor為收縮因子，其取值范圍為(0，1)，通常取黃金分割，即contractor＝0.618，轉(zhuǎn)向第三步。
本發(fā)明一種基于瞬時(shí)流量模型的航空柱塞泵配流盤結(jié)構(gòu)動(dòng)態(tài)優(yōu)化方法，與目前存在的柱塞泵配流盤結(jié)構(gòu)優(yōu)化方法相比，其優(yōu)點(diǎn)是 (1)通過詳細(xì)分析航空柱塞泵排油過程中的過流面積變化，同時(shí)考慮油液的壓縮性和柱塞泵的泄漏，為航空柱塞泵配流盤結(jié)構(gòu)動(dòng)態(tài)優(yōu)化提供了更加精確的航空柱塞泵瞬時(shí)流量模型； (2)選取航空柱塞泵的瞬時(shí)流量脈動(dòng)幅值作為優(yōu)化目標(biāo)函數(shù)，該目標(biāo)函數(shù)能從根本上反應(yīng)出柱塞泵壓力沖擊和噪聲狀況，對(duì)于航空柱塞泵配流盤結(jié)構(gòu)優(yōu)化而言更加合理有效； (3)該優(yōu)化方法對(duì)配流盤結(jié)構(gòu)參數(shù)進(jìn)行實(shí)時(shí)在線修改，并實(shí)時(shí)地將修改后的參數(shù)帶入航空柱塞泵瞬時(shí)流量模型中解算，對(duì)目標(biāo)函數(shù)進(jìn)行實(shí)時(shí)評(píng)價(jià)，是一個(gè)動(dòng)態(tài)尋優(yōu)過程，具有更好的全局最優(yōu)性和更高的效率。



圖1本發(fā)明基于瞬時(shí)流量模型的航空柱塞泵配流盤結(jié)構(gòu)動(dòng)態(tài)優(yōu)化方法流程示意圖； 圖2航空柱塞泵配流盤結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)圖； 圖3矢量旋轉(zhuǎn)示意圖； 圖4航空柱塞泵排油過程中的過流面積變化； 圖5某型航空柱塞泵瞬時(shí)流量曲線； 圖6某型航空柱塞泵配流盤結(jié)構(gòu)參數(shù)動(dòng)態(tài)尋優(yōu)過程； 圖7在最優(yōu)參數(shù)周圍選取任意4組參數(shù)得到的瞬時(shí)流量對(duì)比曲線。

具體實(shí)施例方式 下面結(jié)合附圖和實(shí)施例對(duì)本發(fā)明的基于瞬時(shí)流量模型的航空柱塞泵配流盤結(jié)構(gòu)動(dòng)態(tài)優(yōu)化方法進(jìn)行詳細(xì)說明。
如圖1所示，本發(fā)明基于瞬時(shí)流量模型的航空柱塞泵配流盤結(jié)構(gòu)動(dòng)態(tài)優(yōu)化方法流程如下 第一步、選取減振孔半徑r2和錯(cuò)配角θ作為航空柱塞泵配流盤結(jié)構(gòu)動(dòng)態(tài)優(yōu)化的設(shè)計(jì)變量，因?yàn)闇p振孔半徑r2和錯(cuò)配角θ是影響航空柱塞泵瞬時(shí)流量脈動(dòng)的最主要因素；給定設(shè)計(jì)變量減振孔半徑r2和錯(cuò)配角θ的取值范圍。
一般情況下，減振孔半徑r2大于0小于排油窗頂部圓弧半徑r3，錯(cuò)配角θ范圍0°＜θ＜90°；對(duì)于具體的柱塞泵來說，可根據(jù)實(shí)際情況進(jìn)一步縮小這兩個(gè)設(shè)計(jì)變量取值范圍，以減少優(yōu)化過程的計(jì)算量。
第二步、在第一步確定的減振孔半徑r2和錯(cuò)配角θ的取值范圍內(nèi)，隨機(jī)產(chǎn)生兩組初始參數(shù)矢量XL＝(θ，r2)T和XH＝(θ′，r2′)T。
第三步、將兩組參數(shù)矢量XH和XL代入到航空柱塞泵瞬時(shí)流量模型中，得到兩組參數(shù)矢量下的航空柱塞泵的瞬時(shí)流量值。
航空柱塞泵瞬時(shí)流量模型建立推導(dǎo)過程如下 航空柱塞泵的瞬時(shí)流量是周期性，如圖2所示，在一個(gè)周期內(nèi)，由減振孔1、柱塞通油孔2和排油窗3形成的過流面積有如下四個(gè)變化過程，如圖4所示 過程1柱塞的通油孔2從初始位置轉(zhuǎn)到剛剛接觸減振孔1的過程，此過程轉(zhuǎn)角為
過程2柱塞的通油孔2從接觸減振孔1到完全包圍減振孔1的過程，此過程轉(zhuǎn)角為
過程3柱塞的通油孔2從完全包圍減振孔1到剛接觸排油窗3的過程，此過程轉(zhuǎn)角為
過程4柱塞的通油孔2從剛接觸排油窗3到壓力升到泵出口壓力的過程，此過程轉(zhuǎn)角為
以上四個(gè)過程中，過流面積公式如下
其中，
式中，r1為柱塞通油槽端部圓弧半徑，r2為減振孔半徑，r3為柱塞排油窗端部圓弧半徑，R為柱塞分布圓半徑，φ為柱塞轉(zhuǎn)過的角度。


與柱塞泵的錯(cuò)配角θ和減振孔半徑r2有密切的關(guān)系，如下式
式中，

θ0，r20分別為

θ，r2在特定柱塞泵中的一組定值。
由小孔流量公式，可得變化阻尼孔的流量為 式(4)中，pd為泵工作壓力，p1為柱塞腔內(nèi)壓力，Cd為阻尼孔流量系數(shù)，ρ為油液密度。
考慮油液壓縮性，則柱塞腔內(nèi)壓力滿足如下微分方程 式(5)中，E為油液的彈性模量，A為柱塞截面積，ω為柱塞泵的角速度，β為斜盤傾角，k為柱塞腔的泄漏系數(shù)，V0為柱塞腔處于上死點(diǎn)的初始容積。
柱塞泵的理論流量公式 式中，α＝π/Z，Z為柱塞數(shù)。
聯(lián)立式(1)，(2)，(3)，(4)，(5)和(6)，得到航空柱塞泵瞬時(shí)流量模型
第四步、選取航空柱塞泵瞬時(shí)流量脈動(dòng)幅值作為目標(biāo)函數(shù)，比較兩個(gè)目標(biāo)函數(shù)值F(XL)和F(XH)，即航空柱塞泵瞬時(shí)流量脈動(dòng)幅值，如果F(XL)＞F(XH)，則交換XL與XH的值，否則不進(jìn)行交換。
航空柱塞泵的流量脈動(dòng)是引發(fā)壓力沖擊和噪聲的根本原因，減小瞬時(shí)流量脈動(dòng)幅值對(duì)于降低航空柱塞泵的流體噪聲和振動(dòng)具有實(shí)質(zhì)性意義。因此，選取航空柱塞泵的瞬時(shí)流量脈動(dòng)幅值F＝max(Qs)-min(Qs)作為配流盤結(jié)構(gòu)動(dòng)態(tài)優(yōu)化的目標(biāo)函數(shù)，其中Qs是航空柱塞泵的瞬時(shí)流量。
第五步、計(jì)算矢量差X＝XH-XL，如圖3所示，將矢量差X繞矢量XL的終點(diǎn)L旋轉(zhuǎn)，旋轉(zhuǎn)變換遵循式X′＝X·rotator得到旋轉(zhuǎn)后的新矢量XT；將矢量XT賦值給XH，即XH＝XT；其中，

為旋轉(zhuǎn)因子，

為旋轉(zhuǎn)角度，


一般取120度。
第六步、如果矢量差X繞點(diǎn)L完成一周360度旋轉(zhuǎn)，則轉(zhuǎn)向第七步，否則轉(zhuǎn)向第三步。
第七步、如果‖XH-XL‖＜ε，ε為給定的計(jì)算精度，ε一般選取為0.0001，則優(yōu)化函數(shù)全局最優(yōu)值，即最小瞬時(shí)流量脈動(dòng)幅值為F(Xmin)，最優(yōu)化結(jié)構(gòu)參數(shù)為Xmin＝XL，優(yōu)化過程結(jié)束；否則對(duì)XH做收縮變換，即XH＝XL+contractor·(XH-XL)，contractor為收縮因子，其取值范圍為(0，1)，通常取黃金分割，即contractor＝0.618，轉(zhuǎn)向第三步。
實(shí)施例 利用基于瞬時(shí)流量模型的航空柱塞泵配流盤結(jié)構(gòu)動(dòng)態(tài)優(yōu)化方法對(duì)某型航空柱塞泵配流盤結(jié)構(gòu)進(jìn)行動(dòng)態(tài)優(yōu)化。該航空柱塞泵的結(jié)構(gòu)參數(shù)和工作參數(shù)如下柱塞分布圓半徑R＝40mm，柱塞數(shù)Z＝9，泵轉(zhuǎn)速n＝3000r/min，柱塞半徑r＝10mm，斜盤傾角β＝18，油液密度ρ＝900kg/m3，油液體積彈性模量E＝1000MPa，排油腔壓力Pd＝28MPa，柱塞腔初始體積V0＝18143mm3，阻尼孔的流量系數(shù)Cd＝0.6，泄漏系數(shù)k＝0.95，錯(cuò)配角θ0＝14°，減振孔半徑r20＝1.5mm，柱塞通油槽端部圓弧半徑r1＝5mm，柱塞排油窗頂部圓弧半徑r3＝5mm，四個(gè)角度
具體實(shí)施方案如下 第一步、選取減振孔半徑r2和錯(cuò)配角θ作為航空柱塞泵配流盤結(jié)構(gòu)動(dòng)態(tài)優(yōu)化的設(shè)計(jì)變量，針對(duì)該型航空柱塞泵，減振孔半徑r2取值范圍為(0，5mm)，錯(cuò)配角θ取值范圍為(0，19度)。
第二步、在第一步確定的減振孔半徑r2和錯(cuò)配角θ的取值范圍內(nèi)，隨機(jī)產(chǎn)生兩組初始參數(shù)矢量XL＝(θ，r2)T和XH＝(θ′，r2′)T。
第三步、將XH和XL代入到該型航空柱塞泵瞬時(shí)流量模型中，得到兩組參數(shù)矢量下的航空柱塞泵的瞬時(shí)流量值，根據(jù)該流量值繪制瞬時(shí)流量曲線，如圖5所示。
將該型航空柱塞泵的結(jié)構(gòu)參數(shù)和工作參數(shù)代入如下公式中，得到該型航空柱塞泵的瞬時(shí)流量模型
其中，
第四步、選取航空柱塞泵瞬時(shí)流量脈動(dòng)幅值作為目標(biāo)函數(shù)，比較兩個(gè)目標(biāo)函數(shù)F(XL)和F(XH)，即航空柱塞泵瞬時(shí)流量脈動(dòng)幅值，如果F(XL)＞F(XH)，則交換XL與XH的值，否則不進(jìn)行交換。
航空柱塞泵的流量脈動(dòng)是引發(fā)壓力沖擊和噪聲的根本原因，減小瞬時(shí)流量脈動(dòng)幅值對(duì)于降低航空柱塞泵的流體噪聲和振動(dòng)具有實(shí)質(zhì)性意義。因此，選取航空柱塞泵的瞬時(shí)流量脈動(dòng)幅值F＝max(Qs)-min(Qs)作為配流盤結(jié)構(gòu)動(dòng)態(tài)優(yōu)化的目標(biāo)函數(shù)，其中Qs是航空柱塞泵的瞬時(shí)流量。
第五步、計(jì)算矢量差X＝XH-XL，將矢量差X繞矢量XL的終點(diǎn)L旋轉(zhuǎn)，旋轉(zhuǎn)變換遵循式X′＝X·rotator得到旋轉(zhuǎn)后的新矢量XT；將新矢量XT賦值給XH，即XH＝XT；其中，選取旋轉(zhuǎn)角度

則旋轉(zhuǎn)因子
第六步、如果矢量差X繞點(diǎn)L完成一周360度旋轉(zhuǎn)，則轉(zhuǎn)向第七步，否則轉(zhuǎn)向第三步； 第七步、如果‖XT-XL‖＜ε，ε＝0.0001，則優(yōu)化函數(shù)全局最優(yōu)值，即最小瞬時(shí)流量脈動(dòng)幅值為F(Xmin)，最優(yōu)化結(jié)構(gòu)參數(shù)為Xmin＝XL，優(yōu)化過程結(jié)束；否則對(duì)XT做收縮變換，即XT＝XL+contractor(XT-XL)，收縮因子contractor＝0.618，轉(zhuǎn)向第三步。
經(jīng)過上述流程后，得到該型航空柱塞泵瞬時(shí)流量脈動(dòng)幅值最小為0.784×10-3m3/s，此時(shí)最優(yōu)的配流盤結(jié)構(gòu)參數(shù)組合為錯(cuò)配角θ＝10°，減振孔半徑r2＝0.9mm。整個(gè)動(dòng)態(tài)尋優(yōu)過程只經(jīng)過8秒時(shí)間，如圖6所示，尋優(yōu)時(shí)間為8s時(shí)對(duì)應(yīng)最小的瞬時(shí)流量脈動(dòng)幅值，證明了本發(fā)明基于瞬時(shí)流量模型的航空柱塞泵配流盤結(jié)構(gòu)動(dòng)態(tài)優(yōu)化方法具有很高的效率。
在最優(yōu)參數(shù)組合附近任意選取4組參數(shù)，代入航空柱塞泵的瞬時(shí)流量模型中，得到如圖7所示的包括最優(yōu)參數(shù)組合在內(nèi)的5組參數(shù)下的瞬時(shí)流量曲線。表1給出了在這5組參數(shù)下，該航空柱塞泵的瞬時(shí)流量脈動(dòng)幅值的對(duì)比。由圖7和表1可以看出，錯(cuò)配角θ＝10°和減振孔半徑r2＝0.9mm時(shí)，流量脈動(dòng)幅值最小，驗(yàn)證了本發(fā)明基于瞬時(shí)流量模型的航空柱塞泵配流盤結(jié)構(gòu)動(dòng)態(tài)優(yōu)化方法具有很好的全局尋優(yōu)性。
表1不同參數(shù)下瞬時(shí)流量脈動(dòng)幅值對(duì)比
權(quán)利要求
1.基于瞬時(shí)流量模型的航空柱塞泵配流盤結(jié)構(gòu)動(dòng)態(tài)優(yōu)化方法，其特征在于
第一步、選取減振孔半徑r2和錯(cuò)配角θ作為航空柱塞泵配流盤結(jié)構(gòu)動(dòng)態(tài)優(yōu)化的設(shè)計(jì)變量，給定設(shè)計(jì)變量減振孔半徑r2和錯(cuò)配角θ的取值范圍；
第二步、在第一步確定的減振孔半徑r2和錯(cuò)配角θ的取值范圍內(nèi)，隨機(jī)產(chǎn)生兩組初始參數(shù)矢量XL＝(θ，r2)T和XH＝(θ’，r2’)T；
第三步、將兩組參數(shù)矢量XH和XL代入到航空柱塞泵瞬時(shí)流量模型中，得到兩組參數(shù)矢量下的航空柱塞泵的瞬時(shí)流量值；
第四步、選取航空柱塞泵瞬時(shí)流量脈動(dòng)幅值作為目標(biāo)函數(shù)，比較兩個(gè)目標(biāo)函數(shù)值F(XL)和F(XH)，如果F(XL)＞F(XH)，則交換XL與XH的值，否則不進(jìn)行交換；
所述的目標(biāo)函數(shù)為航空柱塞泵的瞬時(shí)流量脈動(dòng)幅值F＝max(Qs)-min(Qs)，其中Qs是航空柱塞泵的瞬時(shí)流量；
第五步、計(jì)算矢量差X＝XH-XL，將矢量差X繞矢量XL的終點(diǎn)L旋轉(zhuǎn)，旋轉(zhuǎn)變換遵循式X′＝X·rotator得到旋轉(zhuǎn)后的新矢量XT；將新矢量XT賦值給XH，即XH＝XT；其中，
為旋轉(zhuǎn)因子，
為旋轉(zhuǎn)角度；
第六步、如果矢量差X繞點(diǎn)L完成一周360度旋轉(zhuǎn)，則轉(zhuǎn)向第七步，否則轉(zhuǎn)向第三步；
第七步、如果||XH-XL||＜ε，ε為給定的計(jì)算精度，則最小瞬時(shí)流量脈動(dòng)幅值為F(Xmin)，最優(yōu)化結(jié)構(gòu)參數(shù)為Xmin＝XL，優(yōu)化過程結(jié)束；否則對(duì)XH做收縮變換，即XH＝XL+contractor(XH-XL)，contractor為收縮因子，轉(zhuǎn)向第三步。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于瞬時(shí)流量模型的航空柱塞泵配流盤結(jié)構(gòu)動(dòng)態(tài)優(yōu)化方法，其特征在于第一步中的取值范圍是指，所述的減振孔半徑r2滿足0＜r2＜r3，r3為排油窗頂部圓弧半徑，所述的錯(cuò)配角θ范圍滿足0＜θ＜90°。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于瞬時(shí)流量模型的航空柱塞泵配流盤結(jié)構(gòu)動(dòng)態(tài)優(yōu)化方法，其特征在于第三步中，航空柱塞泵的瞬時(shí)流量是周期性近似正弦的曲線，一個(gè)周期內(nèi)航空柱塞泵瞬時(shí)流量模型如下
其中，
式中，pd為泵工作壓力，p1為柱塞腔內(nèi)壓力，Cd為阻尼孔流量系數(shù)，ρ為油液密度。E為油液的彈性模量，A為柱塞截面積，ω為柱塞泵的角速度，β為斜盤傾角，k為柱塞腔的泄漏系數(shù)，V0為柱塞腔處于上死點(diǎn)的初始容積；r1為柱塞通油槽端部圓弧半徑，r2為減振孔半徑，r3為柱塞排油窗端部圓弧半徑，R為柱塞分布圓半徑，φ為柱塞轉(zhuǎn)過的角度；
θ0，r20分別為
，θ，r2在特定柱塞泵中的一組定值。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于瞬時(shí)流量模型的航空柱塞泵配流盤結(jié)構(gòu)動(dòng)態(tài)優(yōu)化方法，其特征在于第五步中所述的旋轉(zhuǎn)角度
為120度。
5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于瞬時(shí)流量模型的航空柱塞泵配流盤結(jié)構(gòu)動(dòng)態(tài)優(yōu)化方法，其特征在于第七步中所述的計(jì)算精度ε選取為0.0001。
6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于瞬時(shí)流量模型的航空柱塞泵配流盤結(jié)構(gòu)動(dòng)態(tài)優(yōu)化方法，其特征在于第七步中所述的收縮因子contractor取值范圍為(0，1)。
7.根據(jù)權(quán)利要求1或6所述的基于瞬時(shí)流量模型的航空柱塞泵配流盤結(jié)構(gòu)動(dòng)態(tài)優(yōu)化方法，其特征在于所述的收縮因子contractor取黃金分割值，即contractor＝0.618。
全文摘要
本發(fā)明公開了一種基于瞬時(shí)流量模型的航空柱塞泵配流盤結(jié)構(gòu)動(dòng)態(tài)優(yōu)化方法，該方法在建立航空柱塞泵瞬時(shí)流量模型的基礎(chǔ)上，選取減振孔半徑r2和錯(cuò)配角θ作為航空柱塞泵配流盤結(jié)構(gòu)動(dòng)態(tài)優(yōu)化的設(shè)計(jì)變量；隨機(jī)產(chǎn)生兩組初始參數(shù)矢量代入到航空柱塞泵瞬時(shí)流量模型中，得到兩組參數(shù)矢量下的航空柱塞泵的瞬時(shí)流量值；選取航空柱塞泵瞬時(shí)流量脈動(dòng)幅值作為目標(biāo)函數(shù)，比較兩個(gè)目標(biāo)函數(shù)值F(XL)和F(XH)，通過旋轉(zhuǎn)變換和收縮變換實(shí)時(shí)修改結(jié)構(gòu)參數(shù)，最后得到最小瞬時(shí)流量脈動(dòng)幅值下的最優(yōu)化結(jié)構(gòu)參數(shù)。本發(fā)明為航空柱塞泵配流盤結(jié)構(gòu)動(dòng)態(tài)優(yōu)化提供了更加精確的航空柱塞泵瞬時(shí)流量模型，對(duì)目標(biāo)函數(shù)進(jìn)行實(shí)時(shí)評(píng)價(jià)，是一個(gè)動(dòng)態(tài)尋優(yōu)過程，具有很高的效率和全局尋優(yōu)能力。
文檔編號(hào)G06F17/50GK101770540SQ20101010455
公開日2010年7月7日 申請(qǐng)日期2010年2月1日 優(yōu)先權(quán)日2010年2月1日
發(fā)明者焦宗夏, 官長(zhǎng)斌 申請(qǐng)人:北京航空航天大學(xué)