微型飞行器的优化设计研究

介绍了翼展为320mm的电动力微型飞机的一体化优化设计方法，优化设计的目标是飞机的留空时间。为求出全局最优解，选择遗传算法作为优化算子，同时采用了变复杂度的优化计算方法提高设计计算效率．然后进行了优化灵敏度分析．并根据分析结果提出了微型飞机的一般设计准则。     

基于改进准则法的复合壳阻尼结构拓扑减振动力学优化

针对复合壳阻尼结构的拓扑减振优化问题，以约束阻尼层的有限单元为设计变量，采用体积比、模态频率和振型为优化约束条件，构建以多模态权重系数的结构模态损耗因子数值关系为优化目标函数的拓扑减振优化模型。为了拓展优化目标灵敏度具有不局限于某一变密度法插值模型的形式，推导了数值表达式的一般函数式。动力学优化中优化目标灵敏度正、负数集共存，使得非凸性的目标函数设计变量出现负值或优化函数寻优于局部极值点。为此，推导出复合壳阻尼结构的全域灵敏度改进优化准则法迭代格，以确保每次迭代域均为全域设计变量集。结合有限单元法编程实现了复合壳阻尼结构改进准则法，并对复合壳结构进行拓扑减振优化分析。结果表明：在敷设体积减为全覆盖的50%时，复合壳结构的模态损耗因子增减偏差为10%，具有提升减振的轻量化设计目的；各阶目标函数和拓扑构型所需的迭代次数少，中间密度区域较小，多阶优于单阶模态优化函数，易于获得全域寻优的有效减振。     

基于欧拉方程的跨音速外形优化设计方法

将流场分析和优化方法耦合起来，形成一种基于飞机轴向截面积分布的设计方法，用以减小跨音速和超音速飞机的波阻，在本文方法中，流场用欧拉方程进行解算，以阻力参数构成目标函数，以多个截面面积（或当量旋成体半径）为约束，选择合适的优化变量，采用传统的梯度法进行优化设计，文中利用非精确搜索措施，避免了用传统一维搜索所需的大量机时，本算法所需机时少，优化效果明显，可用于飞机的初步设计。     

非线性主轴降维映射法在固体火箭发动机设计优化中的应用

为在二维或三维空间中表达固体火箭发动机高维设计空间,引入非线性主轴降维映射法对多维非线性设计优化问题进行降维处理。以某大型固体火箭发动机设计问题为例,将10变量4有效约束优化问题降维映射到二维空间进行研究,拟合的非线性主轴降维映射模型中,目标函数和约束函数的相对误差控制在1.5%以内。研究表明,非线性主轴降维映射法具有发现多变量非线性优化数学模型本征特性的特点,能对设计变量重要性排序;通过降维展示设计空间全景,为优化算法和优化初始点优选提供了直观、有力的工具;优化轨迹实时展示为优化算法性质研究及算法切换提供了依据;根据优化轨迹从优化结果在降维空间中的位置能够判断优化结果是否具有全局最优解特性。     

基于改进鸽群算法的高超声速飞行器轨迹优化

采用基于罚函数思想的约束处理技术改进鸽群智能算法,应用于复杂的带约束的飞行器轨迹优化问题。以高超声速飞行器爬升段轨迹优化为例,建立其包含微分方程约束、路径约束和终端约束的优化数学模型,通过罚函数构造算法的适应值函数并对优化变量添加边界强约束,将改进的鸽群智能(PIO)算法和粒子群(PSO)算法对高超声速飞行器爬升段优化数学模型进行对比仿真分析。仿真结果表明,改进的鸽群智能算法在解决此类复杂带约束优化问题中展现出了更好的优化效率,具有良好的工程应用价值。     

基于多方法协作优化算法的飞机总体优化设计

针对飞机总体优化设计中存在目标函数与变量之间没有显式关系式等问题,在建立包含推进、气动、性能及重量四个学科的飞机总体设计模型的基础上,采用遗传算法、模式搜索法和Powell法结合的多方法协作优化策略实现了飞机总体参数的优化;并对优化方案进行参数灵敏度分析,优化后飞机正常起飞总重较优化前降低11.6%,优化效果显著.分析结果表明了基于多方法协作优化算法的飞机总体优化设计的有效性.     

H∞控制在飞行/推进综合控制系统中的应用

研究了多变量控制技术应用于飞行/推进一体化控制器的设计问题。对于耦合的飞行子系统和推进子系统,建立了飞行/推进综合模型,分析了对模型输出端乘性不确定性和对跟踪误差性能不确定性的飞行/推进综合多变量反馈控制系统转化为混合灵敏度函数整形问题设计的途径,提出了一种按时间加权的误差平方积分(ITAE)准则选择加权灵敏度函数的方法,应用混合加权灵敏度H∞控制器的设计方法对飞行/推进一体化模型进行了设计,并对所求的最优控制器进行了控制系统性能仿真验证。     

一种飞机顶层设计指标最优分配的新方法

探讨了一种新的设计指标最优分配方法--协同分配法,用于处理飞机顶层设计中的大规模设计指标最优分配问题.分析了飞机顶层设计中的设计指标最优分配特征,据此给出了协同法的原理并建立了数学模型.协同法按设计指标分配关系将最优分配问题分解为主系统优化和子系统优化,主优化对子系统设计指标进行最优分配,子优化以最小化分配设计指标值与期望设计指标值之间的差异为目标,进行子系统最优设计,或对底层元件(如飞机翼梁、翼肋和翼盒等)进行设计指标最优分配,并把最优解信息反馈给主优化.主优化通过子优化最优解信息构成的一致性约束协调分配量,提高系统整体性能,并重新给出分配方案.主系统与子系统反复协调,直到得到设计指标最优分配方案.两层可靠度指标分配算例初步验证了本文方法的正确性与可行性,三层可靠度指标分配算例证明了本文方法的有效性.最后,以重量指标分配为例,简要叙述了针对飞机顶层设计中设计指标协同分配的数学模型和求解思路.     

基于导热性能的复合材料微结构拓扑优化设计

基于均匀化理论和拓扑优化技术,提出了复合材料稳态导热性微结构构型的设计方法。根据均匀化理论给出的周期性材料微结构(单胞)等效导热系数的计算公式,结合有限元分析手段对单胞的等效导热系数求解;定义设计区域内微结构每个单元的导热系数为伪密度设计变量,约束材料用量,分别以材料微结构某个方向导热性能最好为目标和宏观结构的散热性能最佳为目标;采用实体各向同性惩罚函数法(SIMP)构造单胞拓扑结构优化数学模型,导出材料等效导热系数的灵敏度计算公式;采用凸规划对偶求解与周长控制约束相结合进行拓扑优化并获得了优化的微结构构型,数值算例结果验证了所提出的拓扑优化方法可以有效地进行复合材料微结构的导热性能设计。     

轻型飞机副翼操纵系统中改进的RSSR机构研究

精确控制副翼偏转角度对提高轻型飞机的操纵性能具有重要意义,将改进的空间四连杆机构——RSSR应用于轻型飞机副翼操纵系统的传动末端,采用方向余弦矩阵法建立RSSR机构运动的数学模型,并推导出该机构的位移方程,在ADAMS软件中对该机构进行参数化建模,确定目标函数、约束函数和驱动函数;优化算法选用广义简约梯度算法,对敏感程度较高的设计变量进行优化设计。结果表明:RSSR机构中各点的相对位置对副翼偏转角度影响较大,副翼上下偏转角度的相对误差分别从初始的2.35%与5%降低为0.100 5%与0.103 3%,采用RSSR机构可有效提高对飞机副翼偏转角度的控制精度。研究成果最终应用于某五座复合材料轻型飞机样机中。     

基于重要性测度降维的液压管路稳健优化设计

提出一种基于重要性测度的降维预处理优化方法,对不确定环境下飞机局部液压管路系统的稳健性优化问题展开研究。引入区间模型描述随机变量分布参数（即设计变量）的不确定性,引入基于方差的重要性测度衡量设计变量对优化目标的贡献程度,从而筛选出对优化目标影响较大的设计变量,简化优化模型。该方法可以有效降低优化问题的维数,进而减少优化的计算成本。通过数值算例验证了所提方法的合理性和可行性,并采用该方法对飞机局部液压管路系统进行了稳健性优化设计。     

超声速低声爆布局分层优化方法

声爆抑制是发展新一代超声速民机必须突破的关键技术。总体布局参数的合理设计可以使飞行器具有良好的声爆特性。为了提高全局进化算法在布局设计中的优化效率,提出一种基于数据挖掘的分层优化方法,利用数据挖掘中的决策树算法提取设计知识,获得设计变量分层信息,指导低声爆布局分层优化;针对某超声速低声爆飞行器,选取后掠角、上反角、展弦比、梢根比、长细比五个总体布局参数作为设计变量,开展分层优化数值实验,并与一体化优化形成对比验证。结果表明：分层优化方法能够搜索到与一体化优化高度吻合的最优解,分层优化的收敛速度显著高于一体化优化,且对随机寻优历程的表现更稳健。     

基于QFT的鲁棒飞行控制器设计

首先对定量反馈控制理论及其发展进行了介绍,并指出了其所能解决的问题,以及器的一般求解步骤,按着讲述了鲁棒控制中的灵敏度设计方法,讨论了基于ＱＦＴ的鲁棒灵敏度设计思路,最后以某型号飞机为算例,采用ＱＦＴ方法设计了鲁棒控制律,计算和仿真结果说明了定量反馈控制理论是一种设计鲁棒飞行控制律的有效方法。     

Gaussian fitting based optimal design of aircraft mission success space using multi-objective genetic algorithm

In order to obtain the optimized aircraft design concept which meets the increasingly complex operation environment at the conceptual design stage, System-of-systems (SoS) engineering must be considered. This paper proposes a novel optimization method for the design of aircraft Mission Success Space (MSS) based on Gaussian fitting and Genetic Algorithm (GA) in the SoS area. First, the concepts in the design and evaluation of MSS are summarized to introduce the Contribution to System-of-Systems (CSS) by using a conventional effectiveness index, Mission Success Rate (MSR). Then, the mathematic modelling of Gaussian fitting technique is noted as the basis of the optimization work. After that, the proposed optimal MSS design is illustrated by the multi-objective optimization process where GA acts as the search tool to find the best solution (via Pareto front). In the case study, a simulation system of penetration mission was built. The simulation results are collected and then processed by two MSS design schemes (contour and neural network) giving the initial variable space to GA optimization. Based on that, the proposed optimization method is implemented under both schemes whose optimal solutions are compared to obtain the final best design in the case study.     

机载蒸发循环系统结构的稳健性研究

机载蒸发循环系统结构的疲劳寿命易受外界和内部环境的影响,导致无法满足设计要求。采用随机有限元法,参照设计变量和随机变量的变异性,建立机载蒸发循环系统结构疲劳寿命稳健性优化的数学模型;通过引入权因子α,将稳健性优化问题转化为结构疲劳寿命均值和标准差的双目标优化问题。结果表明:合理设置疲劳寿命均值和标准差的权因子,可有效降低设计变量和随机变量对变异的敏感性,进而提高机载蒸发循环系统结构疲劳寿命的稳健性。     

基于OptiStruct飞机装配型架框架结构的优化设计

建立了飞机装配型架框架优化设计的数学模型;首先对型架框架进行拓扑优化,确定框架的拓扑结构;然后对框架进行截面尺寸优化,确定梁的最终截面尺寸.通过与初始结构的对比,证明了优化设计所取得的效果.     

基于仿真技术的空调系统冲压空气能耗研究

简要介绍了开展民用飞机空调系统仿真分析及研究的重要意义和空调系统工作原理。建立了民用飞机空调系统主要部件的数学模型,开发了系统部件仿真模块及驾驶舱/客舱热载荷模块等,用搭建的部件模块组建了某民用飞机空调系统仿真模型,完成了仿真计算算例。对仿真算例进行试验验证以修正仿真模型,应用修正的仿真模型预测民用飞机整个飞行剖面内空调系统的冲压空气流量,同时采用标准计算方法评估空调系统冲压空气能耗,为空调系统的冲压设计提供依据,对飞机空调系统设计、优化及适航符合性验证具有重要的参考意义。     

任务规划系统机动模型与航线设计

航空兵任务规划系统中飞机空对地攻击航线解算的准确性、航线生成质量和航线解算速度是衡量任务规划系统能力的重要指标。飞机空对地攻击航线设计是飞机航线规划中典型的多约束复杂机动,其在设计与使用过程中受到来自时间、空间及飞机本体的多维约束,对飞行动力学建模与航迹优化提出了较高的要求。本文利用面向对象的思想对飞机无侧滑动力学模型...     

某型机外形数模修形设计

在某型机外形数模修形设计过程中,探讨如何确定修形原则,即针对存在各种问题的曲面形态,如何确定不同的修形方法,使整个飞机外型数模达到光顺性、结构可实施性、曲面连续性要求。