基于航路点布局的多目标网络结构优化方法

为了提高区域航路网络结构的科学性、减轻飞行流量增长对网络运行带来的压力,提出了基于航路点布局的多目标网络结构优化方法。首先,考虑区域航路网络的组成要素,设计了反映网络综合性能的优化目标和约束条件以形成优化模型。然后,建立基于节点移动、融合、分解的航路点布局策略,进而给出优化模型的求解步骤,并利用NSGA-Ⅲ算法完成模型求解。最后,对北京飞行情报区部分区域航路网络进行仿真分析,结果表明,使用NSGA-Ⅲ算法得出的区域航路网络具有良好的综合性能。最优网络在满足约束条件的同时,保证了运行费用和非直线系数基本不变,并使得飞行冲突系数减少了10.8%。可见,所提优化方法能有效提升区域航路网络的经济性、安全性和可行性,符合中国现行空域环境和管理体制。      

应急轨道机动变轨方案快速设计算法

为了满足应急轨道机动过程中测控约束和时间、燃料资源等各方面的要求 ,提出了一种变轨方案快速设计算法.给出了适用于变量搜索的轨道机动变轨模式,将变轨 方案快速设计问题转化成了约束优化问题;建立了完整的测控约束数学模型和对测控约束的 处理算法;然后利用遗传算法搜索出了同时满足测控约束条件和优化目标的变轨方案.算例 表明,利用此算法设计得到的变轨方案,能够满足应急轨道机动任务的需要.      

Robust eigenstructure assignment based on μ-analysis applied to flight control law design

针对特征结构配置应用于飞行控制律设计鲁棒性较差的问题,提出了一种新的鲁棒特征结构配置方法.该方法结合参数化特征结构配置与μ分析,把鲁棒特征结构配置问题转化为包含系统全部自由参数的带约束条件的非线性优化问题.根据飞行控制律特点,提出分步优化策略解决鲁棒特征结构配置多变量优化问题,以降低问题复杂度,同时采用等值分布曲线直观描述优化指标随设计参数变化规律.该方法利用系统全部自由度提高系统鲁棒性,并对自由参数施加约束条件以保证标称闭环系统性能.仿真表明该方法能满足一级飞行品质要求,提高系统鲁棒性,减小保守性.     

基于μ分析的鲁棒特征结构配置飞行控制律设计

针对特征结构配置应用于飞行控制律设计鲁棒性较差的问题,提出了一种新的鲁棒特征结构配置方法.该方法结合参数化特征结构配置与μ分析,把鲁棒特征结构配置问题转化为包含系统全部自由参数的带约束条件的非线性优化问题.根据飞行控制律特点,提出分步优化策略解决鲁棒特征结构配置多变量优化问题,以降低问题复杂度,同时采用等值分布曲线直观描述优化指标随设计参数变化规律.该方法利用系统全部自由度提高系统鲁棒性,并对自由参数施加约束条件以保证标称闭环系统性能.仿真表明该方法能满足一级飞行品质要求,提高系统鲁棒性,减小保守性.     

民机客舱布局工效学量化设计模型

为提升客舱布局设计效率及面向民机客舱快速仿真设计系统提供技术支撑，提出了一种民机客舱布局量化设计模型。该模型面向工效学设计需求，以座椅排距、座椅排数、各级客舱舱段长度等作为设计变量，构造了舒适性、安全性、经济性三类目标函数，实现了客舱边界限制、人机空间耦合关系、适航安全性要求等约束条件的量化描述。分别以双通道宽体干线客机、单通道窄体干线客机和支线客机为应用算例，对所提模型的可用性进行了计算验证。结果表明:所提模型可适用于多种机型的客舱布局设计，能够提供多个满足舒适性、安全性、经济性等多样化工效学设计指标的量化设计方案，并可给出各类指标进一步的优化途径。所提模型在一定程度上实现了民机客舱布局量化设计，为概念设计阶段客舱布局快速设计和多方案比较提供了一种新的方法，同时也可作为航空公司客舱布局选型的定量化辅助决策工具。      

高可靠三余度数字式作动器控制器设计与实现

对作动器控制器进行了三余度配置,介绍了冗余作动器控制器的结构、余度配置以及余度管理.结合数字式伺服作动系统的结构特点,提出了一种借助通道内控制器互监测实现通道内自监测的方法.借助比较监控、传感器自监控、通道内自监控等其它监控方法,对三余度数字式系统有效地实现了二次故障工作、三次故障安全.和其他冗余方案相比结构更简单、基本可靠性更高.基于高速数字处理器和CAN(Controller Area Network)总线开发了三余度数字式伺服作动器控制器.基于马尔可夫模型,考虑系统一次故障覆盖率、二次故障覆盖率对控制器可靠性进行了分析,该三余度控制器具有很高的可靠性.      

ICO多学科设计优化方法

协同优化(CO, Collaborative Optimization)算法在应用中存在计算困难的问题.分析了引起CO算法计算困难的原因;使用L₁范数改进了CO算法的学科一致性约束,避免了学科级目标函数导数的不连续性,并从数学理论上证明了改进的学科一致性约束的收敛性;增加系统级罚函数,使系统级优化问题转化为无约束优化问题;使用快速启动方法,在子系统级优化过程中充分合理利用系统级优化求得的最优解;给出了使用改进的学科一致性约束、系统级罚函数和快速启动方法的ICO(Improved Collaborative Optimization)多学科设计优化方法,较好地克服了CO算法存在计算困难的缺点.标准算例实验结果表明,ICO多学科设计优化方法有效提高了算法的稳定性、可靠性和计算效率.      

高速运载器燃油热管理系统优化

燃油热管理系统设计随着运载器多电化与机载高能电子设备的发展已经得到高度重视,其中燃油的热承载能力是最关键因素。针对喷气推进式高速运载器,提出了一种大范围、多任务的燃油热管理系统多目标优化配置方法,其以热沉利用率最高和燃油质量代偿损失最小为目标函数,以循环回路的燃油最大质量流量、冷却水携带量和机载热负荷发热量为优化变量,采用改进的遗传算法NSGA-Ⅱ,在不同飞行任务规划下进行双目标优化设计,所获得的目标函数Pareto最优解集,满足预期的燃油热管理系统模式选择原则,且通过分析优化变量与优化目标间的相关性,可以量化燃油热管理系统优化配置准则与可达到的最小燃油质量代偿损失,可应用于支持多热沉重构的机载高效燃油热管理系统。      

考虑壁板刚度匹配的大型飞机复合材料机翼气动弹性优化设计

针对大型飞机复合材料机翼,发展了一种考虑壁板刚度匹配的气动弹性优化设计方法。基于敏度算法,以结构质量最小化为目标,以壁板刚度匹配、颤振速度、翼尖变形、设计许用值、工艺性等为约束,在严重载荷状态下设计复合材料机翼结构,研究不同壁板刚度匹配要求对于优化设计结果的影响,并与传统优化设计结果进行比较。结果表明:考虑壁板刚度匹配需要付出一定的结构质量,但对局部稳定性设计、损伤容限设计和大型复合材料壁板制造有利;壁板刚度匹配设计范围对于优化设计结果影响显著,需要根据设计和制造要求合理确定;压缩设计许用值是影响复合材料机翼气动弹性优化设计的关键约束。      

载荷不确定的周期性结构稳健拓扑优化

提出了一种考虑周期性几何约束的结构稳健拓扑优化设计方法。针对线弹性体结构,提出了载荷不确定性条件下周期性结构稳健拓扑优化模型;推导了周期性结构柔度均值与方差的敏度数表达式,并基于软删双向渐进结构优化法提出了载荷不确定性条件下的周期性结构稳健拓扑优化设计方法。2个不同约束条件下的实例表明:本文提出的优化模型稳定性较好;考虑载荷不确定性得到的结构与确定性载荷下得到的结构有很大的区别,且稳健性优化设计得到的结构更加稳定。     

变构型多操纵面RLV进场着陆轨迹优化设计

针对变构型多操纵面可重复使用飞行器(RLV)的进场着陆问题,提出了一种进场着陆轨迹设计方法.将进场着陆轨迹分为深下滑着陆轨迹和拉平着陆轨迹;考虑了气动舵面可操纵偏转限制及深下滑拟平衡约束条件,对深下滑着陆轨迹进行了优化设计;考虑了RLV气动舵面调节余量和构型变化过程,以起落架放下时间、拉平法向过载及接地状态为约束,基于RLV动力学方程,采用轨迹推演的方法对拉平着陆轨迹进行了优化设计.深下滑着陆轨迹和拉平着陆轨迹组成完整的进场着陆轨迹,所设计的着陆轨迹综合考虑了多种约束条件,提高了着陆过程平稳性和安全性.      

基于非概率凸模型可靠性的结构优化设计

考虑到结构系统参数的不确定性,基于提出的非概率凸模型可靠性指标的新定义,研究了在非概率凸模型可靠性约束下,结构优化设计的数学模型和求解方法.该方法通过超椭球域界定不确定参量,将结构基本不确定变量安全域的超体积与其可行域的超椭球总体积之比作为结构非概率可靠性的度量.并赋值可靠度作为约束条件,利用乘子法和阻尼牛顿法对结构的优化问题进行迭代求解,算法稳定,迭代速度快.数值算例验证了所提出方法的正确性.     

对地观测卫星总体参数多学科优化

针对对地观测卫星总体参数设计问题,建立了以对地观测性能最佳为目标的多学科优化模型,考虑姿轨控制、电源、结构、推进、有效载荷5个分系统的设计变量和相应约束条件,并考虑运载火箭对卫星设计的约束条件,通过经验公式建立分析模型.采用协同优化方法,利用外点罚函数法将系统级优化问题转化为无约束优化问题以改善协同优化系统级的数值缺陷,建立了多学科设计优化框架.计算结果表明通过优化可提升卫星的对地观测性能,验证了该方法的合理性.建模思路与优化方法可望用于更贴合工程实际的卫星参数设计.      

机身主要承力框结构优化设计研究

将基于二次规划的准解析法优化理论应用于机身主要承力框的设计中,建立了机身主要承力框的优化模型.以承力框重量为目标函数,考虑了尺寸约束、强度约束和抗弯刚度约束,使优化后的机身结构不但满足强度要求,同时使优化后机翼机身对接接头的抗弯刚度与原准机保持一致.根据优化理论编制了SAAOP(Structure Analyzing and Optimizing Program)程序,计算结果表明该程序可应用于大型薄壁机身主要承力框的初步设计中.     

A faster optimization method based on support vector regression for aerodynamic problems

In this paper, a new strategy for optimal design of complex aerodynamic configuration with a reasonable low computational effort is proposed. In order to solve the formulated aerodynamic optimization problem with heavy computation complexity, two steps are taken: (1) a sequential approximation method based on support vector regression (SVR) and hybrid cross validation strategy, is proposed to predict aerodynamic coefficients, and thus approximates the objective function and constraint conditions of the originally formulated optimization problem with given limited sample points; (2) a sequential optimization algorithm is proposed to ensure the obtained optimal solution by solving the approximation optimization problem in step (1) is very close to the optimal solution of the originally formulated optimization problem. In the end, we adopt a complex aerodynamic design problem, that is optimal aerodynamic design of a flight vehicle with grid fins, to demonstrate our proposed optimization methods, and numerical results show that better results can be obtained with a significantly lower computational effort than using classical optimization techniques.