固体火箭冲压发动机导弹一体化遗传算法优化设计

遗传算法能以很高的概率找到全局最优解，适合工程优化设计要求。研究以固体火箭冲压发动机为动力的导弹的冲仑方案设计，探讨采用遗传算法实现冲压发动机导弹一体化优化设计，给出满足战术技术指标的最优总体方案和冲压发动机方案。算例表明，遗传算法是用于固体火箭冲压发动机导弹一体化优化设计的很好的优化算法，通过一体化优化设计，可以提高冲压发动机和导弹的总体性能。     

整体式固体火箭冲压发动机与导弹一体化优化设计专家系统

根据整体式固体火箭冲压发动机与导弹一体化优化设计领域的研究特点、现状，首次提出了以专家系统、数据库技术为核心的软件解决方案。在此基础上研究了辅助参数决定，自动查询数据库，监控计算等专家系统应用的具体环节，并提供了计算的实例和结果。     

基于全模式遗传算法的导弹/固体冲压发动机一体化优化

在综合考虑固体火箭冲压发动机设计、导弹气动特性和外弹道关系的情况下,详细分析了各设计变量,并建立了空空导弹总体／冲压发动机一体化设计优化模型。针对在优化过程中遇到的无显式约束问题,提出了一种高效全模式遗传算法,并分析了其收敛性。计算结果表明,与其它算法相比,全模式遗传算法具有极强的全局寻优及高速收敛能力：一体化优化设计优于工程设计方法,可有效提高导弹总体性能。     

固液火箭发动机在远程空空导弹中的应用

为提高远程空空导弹性能,基于不死鸟导弹及其原有固体发动机的基本性能,开展了固液火箭发动机作为动力系统的远程空空导弹方案设计,通过固液火箭发动机的多次启动提高导弹飞行性能。采用多岛遗传算法,设计优化得到了替代不死鸟原固体火箭发动机的固液火箭发动机方案,对发动机总体进行参数化仿真,得到导弹模型,并对导弹进行了气动估算和飞行仿真与分析。结果表明:固液火箭发动机可以显著提升远程空空导弹的射程和速度特性,具有良好的发展前景。     

基于能量法的超声速飞航导弹/冲压发动机一体化研究

参考飞机/发动机一体化设计的思路,建立了基于能量法的超声速飞航导弹/冲压发动机一体化设计的约束分析和任务分析模型.简述了超声速飞航导弹任务剖面、约束条件的给定、导弹的质量组成以及冲压发动机安装模型.利用高超声速飞行器的升阻特性,对超声速飞航导弹的升阻特性进行了预测.分析了冲压发动机性能、导弹升阻比对导弹发射总重的影响.约束分析和任务分析的计算结果表明,所建立的一体化约束分析与任务分析模型是合理可行的.     

地空导弹气动外形/总体参数一体化优化设计

地空导弹气动外形／总体参数一体化优化设计是导弹总体设计中的重要组成部分，本文选取导弹的发射重量和导弹在遭遇点处的可用过载为优化设计的评价指标，各项战术技术要求为优化设计的约束条件，利用外点罚函数法建立优化设计的综合目标函数，选取若干对导弹总体性能影响较大的导弹总体／气动外形参数为优化设计的设计变量，采用理论弹道计算用数学模型和气动力系数的半经验工程算法，建立优化设计的数学模型，寻优方法要用直接地优     

固体火箭发动机性能预示

编制了固体火箭发动机性能预示软件，以美国的ＡＩＭ发动机和法国的ＳＥＰ发动机为例进行了比冲预示，并与美、英、法、德、意等国软件的达到了国外同等水平的预示精度，可用于导弹总体设计、发动机优化设计。     

空射导弹用冲压发动机性能分析

对固体火箭冲压发动机、液体燃料冲压发动机，固液燃料火箭冲压发动机和固体燃料冲压发动机的性能进行了对比分析，探讨了上述冲压发动机在空射导弹方面的适用领域。     

固体战略弹道导弹的多学科设计优化研究

运用多学科设计优化（MDO）方法对某固体战略弹道导弹的总体优化设计进行了研究。从满足固体导弹的MDO需求出发，基于第三代MDO理论，对固体导弹按学科分解为系统层（性能，弹道学科）和子系统层（推进学科、质量分析学科、气动学科），通过分析与建立以上各学科的优化模型及固体导弹的总体优化模型，以固体导弹起飞质量为目标函数将MDO单级优化过程中的同时分析与设计（SAND）过程应用于该固体导弹总体优化设计。与传统优化方法所得结果相比，固体导弹起飞质量减小15．1％，发动机结构质量减小23．3％，优化效率提高87％。算例表明，将MDO方法应用于固体导弹总体优化设计的思路可行。     

吸气式超声速导弹爬升段多约束轨迹优化

针对吸气式超声速导弹飞行过程多约束及强耦合的特性,研究了超声速导弹爬升段的轨迹优化设计问题。考虑吸气式推进系统与气动力、飞行轨迹的耦合,对超声速导弹冲压发动机的性能进行分析,揭示了吸气式发动机推力、静压裕度以及余气系数随飞行状态的变化规律;在考虑过载、动压、终端弹道参数及发动机参数等约束的条件下,建立多约束条件下的轨迹优化模型,提出一种适用于此类飞行器飞行轨迹与推力规律的优化设计方法,并对最小油耗的爬升弹道进行优化设计分析。仿真结果表明,该方法能有效解决吸气式超声速导弹多约束轨迹优化问题,可为吸气式超声速导弹的弹道规划与制导律设计提供参考。     

固体火箭冲压发动机一体化CAD系统设计

针对固体火箭冲压发动机的特点，研制了固体火箭冲压发动机CAD软件，该软件系统包括了燃气发生器设计、助推补燃室设计、进气道设计、发动机性能计算和飞行弹道的计算。使用该系统可进行固体火箭冲压发动机总体方案论证，预估发动机的主要结构尺寸和发动机的整体性能。本文以一假想的空－空弹用固冲发动机方案设计为例，介绍固冲发动机设计步骤和软件系统的特点。     

固体火箭冲压发动机的若干技术问题

简述了固体火箭冲压发动机类型及工作原理,总体评价了固体火箭冲压发动机发展时快时慢的原因,弹-机一体化设计、贫氧推进剂、进气道、转级机构、补燃室等设计中应注意的问题,提出了应加强的研究工作,即开展高能低沉积燃烧产物贫氧推进剂研究;完善多种燃气流量调节装置方案,提高其可靠性;进一步开展一次燃烧和二次掺混燃烧的理论和实验研究,提高燃烧效率;尽快建立自由射流等试验研究手段,开展相关的研究工作;适时开展固体燃料冲压、固体超燃冲压及膏体冲压等发动机的研究,不断拓宽应用领域。     

固体火箭冲压发动机性能快速预估算法

提出了一种固体火箭冲压发动机性能快速预估方法。在原有模型基础上,加入一维燃烧室热力计算模型和附加阻力计算模型,并以VC 6.0为平台,开发出通用的发动机性能估算模块。该模块以动态链接库为载体,支持Automation,既可以单独应用于动力系统性能估算,也可以作为通用模块,应用于导弹总体设计中,实现总体的快速设计及性能分析。初步使用表明,该方法可快速地预估发动机整体性能,大大缩短了设计周期,能够满足方案设计阶段的精度要求。     

跳跃式导弹弹道设计与优化

详细介绍了跳跃式导弹的概念及其特点,并针对某二级导弹(一级为固体火箭发动机,二级为间隔可调双脉冲固体火箭发动机),根据跳跃式导弹的飞行特点,提出了一种飞行程序角的设计方法,给出了飞行程序角的表达式,并建立了跳跃式弹道优化模型。在跳跃式导弹概念设计阶段,在总体参数给定的情况下,弹道的设计与优化能最大限度地提高导弹的性能,利用混合遗传算法对跳跃式导弹弹道进行了较详细全面的设计与优化,并作了比较。结果表明,该方法适用于跳跃式导弹方案论证和初步设计。     

固冲发动机设计点性能迭代计算(英文)

固冲发动机热力学性能参数计算是发动机性能计算的重要部分,通常是针对特定的推进剂建立热力学数据表格,然后通过插值取得相应参数。通过对NASA CEA程序进行二次开发,使其成为便于应用的子程序,并以补燃室热力计算为基础,通过给定推进剂配方、进气道总压恢复系数、补燃室燃烧效率、比冲效率等设计参数,建立了满足总体推力要求的固冲发动机设计点性能迭代计算方法,为固冲发动机方案设计提供了一种实用工具。     

固体火箭冲压发动机补燃室绝热层烧蚀试验研究

补燃室热防护系统研究是飞航导弹固冲发动机研究的一项重要内容。设计了固冲试验发动机，采用新型绝热材料作为补燃室绝热层，并通过直连式试验研究考核该绝热层在补燃室恶劣条件下的工作情况，为固冲发动机补燃室热防护系统研究提供了可借鉴的资料。     

固体火箭发动机／导弹一体化设计

以某一两级固体地—空导弹作为算例,研究了固体火箭发动机/导弹一体化设计问题。研究以导弹起飞质量最轻和可用过载最大为目标建立了目标函数,利用优化理论完成了7个设计变量的优化设计。优化结果表明,所建立的数学模型是正确的。